кольцевая камера сгорания газотурбинного двигателя

Формула изобретения

1. Кольцевая камера сгорания газотурбинного двигателя, содержащая корпус, жаровую трубу, на фронтальной стенке которой размещены воздушные завихрители, а на боковых стенках - отверстия для подвода воздуха, топливные форсунки, установленные коаксиально воздушным завихрителям и выполненные в виде топливного завихрителя с тангенциальными каналами и/или выходного сопла, и по меньшей мере одно запальное устройство, отличающаяся тем, что по меньшей мере одна топливная форсунка, расположенная в зоне запального устройства, выполнена с суммарной площадью ее тангенциальных каналов и/или сопла, на 2-30% большей, чем у остальных форсунок.

2. Кольцевая камера сгорания по п.1, отличающаяся тем, что по меньшей мере у одного воздушного завихрителя, расположенного в зоне запального устройства, суммарная площадь проходных каналов на 2-30% меньше, чем у остальных завихрителей жаровой трубы.

3. Кольцевая камера сгорания по пп.1 и 2, отличающаяся тем, что площадь отверстий для подвода воздуха, расположенных в зоне запального устройства ниже его по потоку, на 2-60% больше площади остальных отверстий.

Описание изобретения к патенту

Изобретение относится к области авиадвигателестроения, а именно к конструкции камер сгорания ГТД.

Известна кольцевая камера сгорания ГТД, содержащая корпус, жаровую трубу, топливную форсунку и запальное устройство [1].

Из известных камер сгорания наиболее близкой к предложенной является кольцевая камера сгорания ГТД, содержащая корпус, жаровую трубу, на фронтальной стенке которой размещены воздушные завихрители, а на боковых стенках - отверстия для подвода воздуха, топливные форсунки, установленные коаксиально воздушным завихрителям и выполненные в виде топливного завихрителя с тангенциальными каналами и/или выходного сопла, и по меньшей мере одно запальное устройство [2].

Недостатком такой камеры сгорания является ограниченный диапазон запуска камеры сгорания. Особенно ухудшение пусковых характеристик отмечается в условиях отрицательных температур окружающего воздуха и высокогорных аэродромов. Задачей изобретения является расширение диапазона устойчивого запуска камеры сгорания газотурбинного двигателя в различных климатических условиях.

Указанная задача решается тем, что в известной кольцевой камере сгорания газотурбинного двигателя, содержащей корпус, жаровую трубу, на фронтальной стенке которой размещены воздушные завихрители, а на боковых стенках - отверстия для подвода воздуха, топливные форсунки, установленные коаксиально воздушным завихрителям и выполненные в виде топливного завихрителя с тангенциальными каналами и/или выходного сопла, и по меньшей мере одно запальное устройство, по меньшей мере одна топливная форсунка, расположенная в зоне запального устройства, выполнена с суммарной площадью ее тангенциальных каналов и/или сопла, на 2-30% большей, чем у остальных форсунок. Возможно также выполнение суммарной площади проходных каналов по меньшей мере у одного воздушного завихрителя, расположенного в зоне запального устройства, на 2-30% меньше, чем у остальных завихрителей жаровой трубы. Кроме того, площадь отверстий для подвода воздуха, расположенных в зоне запального устройства ниже его по потоку, на 2-60% больше площади остальных отверстий.

Такое выполнение устройства способствует увеличению концентрации топлива у форсунок, расположенных в зоне запального устройства или уменьшению концентрации воздуха у воздушных завихрителей жаровой трубы, расположенных в этой зоне, вследствие чего в ней образуется переобогащенная топливовоздушная смесь. Таким образом улучшаются пусковые характеристики камеры сгорания.

На фиг.1 показан продольный разрез кольцевой камеры сгорания ГТД.

На фиг.2 приведена схема расположения воздушных завихрителей и отверстий жаровой трубы, топливных форсунок и запальных устройств в поперечном сечении камеры сгорания ГТД.

На фиг.3 показана зависимость коэффициента избытка воздуха от угла в поперечном сечении камеры сгорания ГТД.

Кольцевая камера сгорания содержит корпус 1, жаровую трубу 2, на фронтальной стенке 3 которой размещены воздушные завихрители 4, а на боковых стенках 5 - отверстия 6 для подвода воздуха. Топливные форсунки 7 установлены коаксиально воздушным завихрителям 4 и выполнены в виде топливного завихрителя 8 с тангенциальными каналами 9 и/или выходного сопла 10. В боковой стенке жаровой трубы 2 установлено запальное устройство 11. В зоне запального устройства 11 установлены форсунки 12, у которых суммарная площадь тангенциальных каналов 9 и/или сопла 10 на 2-30% больше, чем у остальных форсунок.

Воздушный завихритель 13 в зоне запального устройства 11 (фиг.2) выполнен с суммарной площадью проходных каналов, на 2-30% меньшей, чем у остальных воздушных завихрителей 4. Площадь отверстий 14 для подвода воздуха, расположенных ниже по потоку от запального устройства 11, на 2-60% больше площади остальных отверстий 6.

При работе камеры сгорания ГТД воздух из-за компрессора через воздушные завихрители 4 поступает в зону горения 15 жаровой трубы 2 в виде закрученного потока. Топливо, поступающее в форсунку 7, закручивается в тангенциальных каналах 9 топливного завихрителя 8, а далее в виде закрученного потока из выходного сопла 10 подается в зону горения 15. В результате смешения закрученных потоков топлива и воздуха образуется переобогащенная топливовоздушная смесь, которая поджигается запальным устройством 10, и происходит запуск камеры сгорания.

Создание в секторе запального устройства переобогащенной топливовоздушной смеси расширяет диапазон запуска, особенно в условиях отрицательных температур окружающего воздуха и высокогорных аэродромов. Величина переобогащения топливовоздушной смеси определяется требованиями к запуску камеры сгорания и конструктивными особенностями камеры сгорания и двигателя (см. фиг.3).

Суммарная площадь проходных каналов выбирается из следующих условий: минимальная - из условий точности изготовления, максимальная - из условий обеспечения максимальной неравномерности потока в области запального устройства. Размеры отверстий выбираются из условий получения равномерной концентрации топливовоздушной смеси и обеспечения равномерного поля температур на выходе камеры сгорания.

Изобретение позволяет улучшить пусковые характеристики камеры сгорания ГТД.

Источники информации

1. Конструкция и проектирование авиационных газотурбинных двигателей. Под редакцией Д.В.Хронина. М.: Машиностроение, 1989 г., стр.414.

2. Патент США №3210036 класса 60/39.32, опубл. в 1975 г.