способ розжига камеры сгорания авиационных газотурбинных двигателей

Формула изобретения

Способ розжига камер сгорания авиационных двигателей, заключающийся в том, что воздух от компрессора подают в камеру сгорания, из вторичного контура камеры сгорания воздух подают в зазор, образованный между свечой зажигания и специальной втулкой, установленной между наружным корпусом камеры сгорания и корпусом жаровой трубы, воздух из зазора между специальной втулкой и свечой зажигания подают во внутренний объем жаровой трубы параллельно оси свечи через рабочий торец специальной втулки, создают электрический разряд на рабочем торце свечи зажигания, подают на рабочий торец свечи топливо, распыляемое форсункой, отличающийся тем, что воздух из зазора между специальной втулкой и свечой зажигания подают во внутренний объем жаровой трубы только с одной стороны рабочего торца специальной втулки, обращенной к турбине двигателя, перпендикулярно движению топливовоздушной смеси в зоне расположения свечи зажигания.

Описание изобретения к патенту

Изобретение относится к технике запуска авиационных двигателей, в частности к системам запуска камер сгорания с электрическими системами зажигания.

Известен способ воспламенения топливовоздушной смеси в камерах сгорания авиационных ГТД [1, 2], заключающийся в том, что в камеру сгорания от компрессора подают воздух, создают электрический разряд на рабочем торце свечи, установленной с минимальным радиальным зазором в стенке жаровой трубы камеры сгорания, на рабочий торец свечи зажигания подают распыленное форсункой топливо.

Использование этого способа ограничено низкими температурами горения топливовоздушной смеси в камерах сгорания. При высоких температурах горения топливовоздушной смеси после ее воспламенения в камере сгорания при работе двигателя на крейсерском или максимальном режимах происходит перегрев рабочего торца свечи зажигания и, как следствие, ее отказ. Меньшее заглубление свечи зажигания в камеру сгорания, ее размещение в зоне протекания пристеночного потока воздуха, используемого для пленочного охлаждения стенки жаровой трубы, например, при установке рабочего торца свечи зажигания близко к внутренней поверхности жаровой трубы камеры сгорания или в зоне, отдаленной от зоны обратных токов с целью уменьшения ее перегрева, приводит к экранированию потоком (струями) охлаждающего воздуха электрического разряда на рабочем торце свечи зажигания от распыляемого форсункой топлива, исключает его контакт с плазмой электрического разряда или значительно обедняет топливовоздушную смесь в зоне локализации искрового разряда. Это приводит к невоспламенению топливовоздушной смеси в камере сгорания.

Надежное воспламенение топливовоздушной смеси и розжиг камеры сгорания обеспечиваются только при локализации части начального очага пламени (воспламененного топлива) в зоне обратных токов камеры сгорания [3]. Обеднение топливовоздушной смеси, экранирование электрического разряда на рабочем торце свечи от распыленного топлива вызывает необходимость увеличения энергии, выделяемой в электрическом разряде на свече зажигания. Это может быть достигнуто за счет увеличения энергии, запасаемой на накопительном конденсаторе в случае применения на двигателе емкостных агрегатов зажигания или преобразователей плазменных агрегатов зажигания, что в свою очередь приводит к значительному увеличению массы и габаритов системы зажигания в целом. Повышение энергии и мощности электрического разряда на свечах зажигания приводит и к уменьшению их ресурса, т.к. при этом увеличивается электроэрозионная выработка электродов в зоне искрового зазора, более интенсивно увеличивается искровой зазор в свечах, что уменьшает их ресурс по количеству включений, т.е. запусков двигателя, вследствие увеличения пробивного напряжения искрового промежутка до значений, близких к развиваемым агрегатом зажигания при более низкой наработке двигателей по количеству запусков [4].

Таким образом, описанный в [1, 2] способ воспламенения топливовоздушной смеси в камере сгорания авиационных двигателей обладает существенными недостатками, ограничивающими его применение в современных газотурбинных двигателях, характеризующихся повышенной температурой сгорания топливовоздушной смеси в камерах сгорания, малыми размерами камер сгорания, высокой скоростью топливовоздушной смеси в камерах сгорания, необходимостью обеспечения их розжига во всем диапазоне высот полета без использования кислородной подпитки, требованиями по уменьшению массы и габаритов агрегатов, комплектующих двигатель, в т.ч. агрегатов зажигания.

Указанных недостатков частично лишен способ воспламенения топливовоздушной смеси в камерах сгорания авиационных двигателей, реализованный в [5-12], и заключающийся в том, что воздух от компрессора подают в камеру сгорания, из вторичного контура камеры сгорания воздух подают в коаксиальный зазор между свечой зажигания и специальной втулкой, установленной между наружным корпусом камеры сгорания и стенкой жаровой трубы, из указанного зазора воздух подают во внутренний объем жаровой трубы камеры сгорания через коаксиальный зазор или равномерно расположенные в торце специальной втулки отверстия, создают электрический разряд на рабочем торце свечи зажигания, который расположен внутри специальной втулки, подают на рабочий торец свечи зажигания топливо, распыляемое форсункой.

На фиг.1 представлены примеры реализации этого способа розжига камер сгорания. Данный способ воспламенения топливовоздушной смеси в камерах сгорания авиационных двигателей, по сравнению с описанным в [1, 2], позволяет обеспечить допускаемое тепловое состояние рабочего торца свечи для нормальной эксплуатации с приемлемым ресурсом за счет охлаждения его потоком воздуха, отбираемым из вторичного контура камеры сгорания, посредством коаксиально установленной свечи зажигания и специальной втулки (кожуха охлаждения). Однако используемый для охлаждения свечи зажигания воздух, сбрасываемый вокруг ее рабочего торца во внутренний объем камеры сгорания (жаровой трубы), экранирует создаваемый на рабочем торце электрический разряд от поступившего от форсунки распыленного топлива. Это требует повышения давления пускового броска топлива при выполнении как наземного запуска, так и запуска газотурбинных двигателей в высотных условиях (как с режима авторотации, так и при противопомпажном запуске), ограничивает диапазон розжига камеры сгорания по высоте и скорости полета двигателя.

В устройствах [13-16], несмотря на конструктивные различия, реализован один и тот же способ воспламенения топливовоздушной смеси в камерах сгорания, частично лишенный указанных недостатков и принятый за прототип, который заключается в том, что воздух от компрессора подают в камеру сгорания, из вторичного контура камеры сгорания воздух подают в коаксиальный зазор между свечой зажигания и специальной втулкой (кожухом), установленной между наружным корпусом камеры сгорания и корпусом жаровой трубы, далее воздух из коаксиальной щели между свечой зажигания и специальной втулкой подают во внутренний объем жаровой трубы камеры сгорания через цилиндрическую поверхность специальной втулки вдоль стенки жаровой трубы, обращенной к зоне горения, в сторону турбины газотурбинного двигателя по потоку движения топливовоздушной смеси, создают электрический разряд на рабочем торце свечи зажигания, подают на рабочий торец свечи топливо, распыляемое форсункой.

При подаче воздуха, используемого для охлаждения корпуса и рабочего торца свечи во внутреннем объеме жаровой трубы вдоль внутренней стенки жаровой трубы в направлении турбины двигателя, исключается экранирование топливовоздушной смеси воздухом, сбрасываемым из специальной втулки и поступающим к рабочему торцу свечи с расположенным на ней искровым зазором. Тем самым улучшается контакт распыляемого форсунками топлива с электрическим разрядом, создаваемым на рабочем торце свечи, улучшаются условия для воспламенения топливовоздушной смеси, расширяется диапазон розжига камеры сгорания по высоте и скорости полета при высотном запуске двигателей, а также улучшаются условия надежного воспламенения по температуре при наземном запуске двигателя. Это выгодно отличает способ воспламенения топливовоздушной смеси, принятой за прототип, от известных, описанных выше аналогов. Пример его реализации показан на фиг.2.

Однако и способ воспламенения топливовоздушной смеси в камерах сгорания авиационных двигателей, принятый за прототип, имеет ряд существенных недостатков, ограничивающих его применение.

Перспективы развития авиационных газотурбинных двигателей связаны с уменьшением габаритов камер сгорания, уменьшением эмиссии вредных выбросов в атмосферу. Реализация этих требований связана с широким внедрением в практику двигателестроения так называемых малоэмиссионных камер сгорания (МЭКС). Перспективные МЭКС предполагают работу на бедных топливовоздушных смесях, а их относительно малые габариты уменьшают время пребывания движущейся топливовоздушной смеси в камерах сгорания, в том числе на режимах запуска в камерах сгорания. Кроме этого, растет и скорость топливовоздушной смеси в камерах сгорания. Появляется необходимость воспламенения топливовоздушной смеси, двигающейся в камере сгорания с большой скоростью. Увеличение скорости топливовоздушной смеси и ее обеднение приводит к росту требуемой для ее воспламенения энергии, реализуемой в электрическом разряде на рабочем торце свечи зажигания, к уменьшению диапазона розжига камер сгорания по высоте и скорости полета, по температуре окружающего воздуха при наземном запуске [17, 18]. Это обстоятельство для обеспечения надежного розжига камер сгорания авиационных двигателей требует применения агрегатов зажигания с повышенной энергоемкостью - с запасенной на накопительном конденсаторе энергией до 18-20 Дж [19, 20], что увеличивает габариты и массу электрических систем зажигания, применяемых на современных двигателях с МЭКС, уменьшает частоту следования искровых разрядов на свечах при неизменной мощности, потребляемой от ботовой сети.

Задачей, решаемой заявляемым изобретением, является расширение диапазона розжига МЭКС по высоте, скорости полета двигателя и температуре окружающего воздуха, уменьшение массы электрической системы зажигания, используемой для розжига таких камер сгорания.

Поставленная задача решается предлагаемым способом розжига камер сгорания авиационных двигателей, заключающимся в том, что воздух от компрессора подают в камеру сгорания, из вторичного контура камеры сгорания воздух подают в зазор, образованный между свечой зажигания и специальной втулкой, установленной между наружным корпусом камеры сгорания и корпусом жаровой трубы, воздух из зазора между специальной втулкой и свечой зажигания подают во внутренний объем жаровой трубы параллельно оси свечи через рабочий торец специальной втулки только с одной ее стороны, обращенной к турбине двигателя, в направлении, перпендикулярном движению топливовоздушной смеси в зоне расположения свечи зажигания, создают электрический разряд на рабочем торце свечи зажигания, подают на рабочий торец свечи топливо, распыляемое форсункой.

Новым согласно изобретению является то, что воздух из зазора между свечой и специальной втулкой подают только с одной стороны рабочего торца этой втулки, обращенной к турбине двигателя, поперечно направлению движения топливовоздушной смеси в зоне расположения свечи.

Такая подача воздуха во внутренний объем жаровой трубы обеспечивает доступ распыленного топлива в зону рабочего торца свечи, на котором при воспламенении топливовоздушной смеси создается электрический разряд, при этом исключается экранировка поступающей к искровому зазору топливовоздушной смеси потоком охлаждаемого воздуха, как и в прототипе, но в предлагаемом способе пространственная струя воздуха, сбрасываемая во внутренний объем жаровой трубы, приводит к образованию перед ней передней отрывной зоны течения воздуха от завихрителей с малыми скоростями. Попадание в эту зону распыленного топлива и плазмы электрического разряда приводит к воспламенению топливовоздушной смеси. Таким образом, применяемый способ подачи в жаровую трубу воздуха, используемого для охлаждения корпуса и рабочего торца свечи, играет роль аэродинамического стабилизатора пламени. После воспламенения горение распространяется по всему объему жаровой трубы.

Как известно, уменьшение скорости топливовоздушной смеси в зоне расположения рабочего торца свечи в камере сгорания позволяет уменьшить требуемую для розжига камеры сгорания запасенную в агрегате зажигания энергию, расширить диапазон розжига камеры сгорания [17, 18].

Таким образом, предлагаемый способ розжига камер сгорания авиационных газотурбинных двигателей позволяет расширить диапазон розжига камер сгорания, высотность их запуска и уменьшить массу электрической системы зажигания, применяемой для генерации электрического разряда, за счет уменьшения запасаемой в ней энергии, соответственно и емкости накопительного конденсатора, его габаритов и массы. В целом, предлагаемый способ розжига камер сгорания за счет расширения диапазона розжига камер сгорания по высотности и скорости полета, также диапазона температур окружающего воздуха позволяет повысить надежность запуска авиационных двигателей и может быть использован для перспективных МЭКС газотурбинных двигателей и промышленных ГТУ.

На фиг.1 представлены запальные устройства авиационных газотурбинных двигателей, с помощью которых реализуются способы розжига камеры сгорания, принятые за аналоги предлагаемого решения (на фиг.1а - полупроводниковая свеча зажигания СП-06ВП, на фиг.1б - свеча по патенту Германии № 3841941, на фиг 1в - свеча по Европейскому патенту № 1975512, на фиг.1г - свеча по патенту РФ № 2338910).

На фиг.2 представлено запальное устройство авиационных газотурбинных двигателей, реализующее способ воспламенение топливовоздушной смеси в камере сгорания, принятое за прототип (приведена общая схема запального устройства по патентам РФ № 2130222, 2215348, 2277278, 2136094).

На фиг.3 представлены графические пояснения по работе устройства, реализующего предлагаемый способ розжига камер сгорания авиационных двигателей.

На фиг.4 представлено запальное устройство, реализующее предлагаемый способ розжига камер сгорания авиационных двигателей и содержащее свечу зажигания стреляющего типа.

На фиг.5 представлено запальное устройство, реализующее предлагаемый способ розжига камер сгорания авиационных двигателей и содержащее свечу зажигания открытого типа.

На фиг.6 представлены результаты проведенной апробации заявляемого способа розжига камер сгорания авиационных двигателей.

Заявляемый способ реализуется при помощи устройства, представленного на фиг.3, которое содержит агрегат зажигания 1, кабель зажигания 2, свечу зажигания 3, специальную втулку 4 для установки и охлаждения корпуса и рабочего торца свечи 5, устанавливаемую в отверстия наружного корпуса камеры сгорания 6 и корпуса жаровой трубы 7, форсунку 8. Корпус специальной втулки 4, размещенный во вторичном контуре камеры сгорания (между наружным корпусом камеры сгорания 6 и корпусом жаровой трубы 7), имеет одно или несколько отверстий 9, предназначенных для отбора воздуха из вторичного контура камеры сгорания на охлаждение корпуса и рабочего торца свечи, куда воздух поступает от компрессора высокого давления двигателя, на котором установлена камера сгорания. Между корпусом свечи зажигания и специальной втулки имеется зазор 10, по которому проходит воздух из отверстий 9. В рабочем торце втулки 11 выполнены отверстия 12 или щель 13, при этом они размещены со стороны поверхности рабочего торца, обращенной к турбине двигателя, перпендикулярно вектору скорости топливовоздушной смеси. На фиг.3, 4, 5 также показано направление течения топливовоздушной смеси 14 в зоне установки запального устройства со свечой, направление движения охлаждающего воздуха 15, разрядная камера стреляющей свечи 16. В устройствах, реализующих заявляемый способ розжига камер сгорания, возможно использование не только стреляющих свечей, но и свечей открытого типа с кольцевым зазором 17 вместо разрядной камеры 16 (см. фиг.5).

Предлагаемый способ розжига камер сгорания авиационных газотурбинных двигателей осуществляют следующим образом (см. фиг.3).

Воздух от компрессора подают из вторичного контура камеры сгорания в зазор 10, образованный между корпусом свечи зажигания и специальной втулки, установленной между наружным корпусом камеры сгорания 6 и корпусом жаровой трубы 7, воздух из зазора 10 между специальной втулкой 4 и свечой зажигания 3 подают во внутренний объем жаровой трубы 7 параллельно оси свечи через рабочий торец 11 специальной втулки 4 через отверстия 12 или щель 13, размещенные только со стороны турбины в направлении, поперечном движению топливовоздушной смеси 14 в зоне расположения свечи зажигания, создают электрический разряд на рабочем торце свечи зажигания 4, подают в зону рабочего торца 4 топливо, распыляемое форсункой 8. Течение воздуха от компрессора во вторичный контур камеры сгорания осуществляется посредством раскрутки компрессора от стартера, применяемого на двигателе.

Создание электрических разрядов на рабочем торце свечи зажигания обеспечивается путем включения агрегата зажигания 1, который генерирует через высоковольтный кабель зажигания 2 импульсы высокого напряжения, обеспечивающие пробой искрового зазора в свече зажигания 3 и образование плазмы электрического разряда на рабочем торце свечи 4. Распыленное топливо в зону рабочего торца свечи 4 поступает от форсунок 8, размещенных в головке камеры сгорания.

Одновременно в направлении турбины поток охлаждающего воздуха, поступающий в зону рабочего торца свечи зажигания, за счет подачи воздуха в камеру сгорания двигателя вдоль внутренней поверхности корпуса жаровой трубы, попадает в область, в которой генерируется плазма электрического разряда. Это приводит к воспламенению топливовоздушной смеси - созданию начального очага пламени. Данный поток воздуха, взаимодействуя с потоком воздуха, подаваемым из специальной втулки в объем жаровой трубы, образует зону медленного отрывного течения с плазмой электрического разряда, куда свободно поступает двухфазная смесь. Это создает условия аэродинамической стабилизации начального очага пламени и способствует расширению диапазона розжига камеры сгорания при ее работе на бедных смесях, при больших скоростях полета (высокой скорости движения смеси в камере сгорания).

Результаты проведенной апробации заявляемого способа розжига камеры сгорания авиационных двигателей приведены на Фиг.6.

Результаты исследований показали, что при использовании заявляемого способа диапазон розжига камеры сгорания у агрегатов зажигания с накопленной энергией от 7 до 12 Дж несколько шире, чем диапазон розжига у агрегата с накопленной энергией 20 Дж.

При увеличении энергии, запасенной в агрегате зажигания, до 20 Дж использование предлагаемого способа розжига камеры сгорания привело к существенному расширению границы запуска при повышенных скоростях воздуха по объемному расходу до 20%.

Таким образом, предлагаемый способ розжига камеры сгорания авиационных газотурбинных двигателей позволяет расширить диапазон розжига камер сгорания и, тем самым, повысить надежность запуска авиационных газотурбинных двигателей. Предлагаемый способ розжига камер сгорания позволяет уменьшить массу и габариты агрегатов систем зажигания за счет уменьшения запасенной энергии в агрегатах зажигания, соответственно уменьшить емкость используемых накопительных конденсаторов, их массу и габариты. При этом уменьшение запасенной в агрегатах энергии позволяет при неизменной потребляемой мощности иметь более высокую частоту следования искровых разрядов в искровом промежутке свечи, что в свою очередь повышает надежность розжига топлива при больших оборотах турбины при выполнении противопомпажных запусков двигателя.

Кроме того, применение предлагаемого способа розжига камер сгорания позволяет уменьшить затраты на отработку запуска двигателя в высотных условиях, т.к. обеспечивается сокращение объема испытаний за счет получения запасов по диапазону розжига камер сгорания.

Одновременно предлагаемый способ розжига камеры сгорания позволяет за счет получения запасов по энергии, необходимой для воспламенения топливовоздушной смеси, установить свечу зажигания с меньшим заглублением в камеру сгорания и тем самым уменьшить температуру в зоне размещения рабочего торца свечи. Уменьшение температуры рабочего торца свечи уменьшает скорость электроэрозионных процессов на контактах электродов искрового промежутка и способствует увеличению ресурса системы зажигания по включениям, т.е. по запускам двигателя [4]. Это в свою очередь уменьшает затраты на замену запальных устройств (свечей) при эксплуатации их в пределах установленных ресурсов двигателя, обеспечивает их перевод на эксплуатацию по техническому состоянию. Таким образом, уменьшаются затраты на логистику двигателя в части используемых запальных устройств.

Литература

1. М.А.Алабин, Б.М.Кац, Ю.А.Литвинов. Запуск авиационных газотурбинных двигателей. -М.: Машиностроение, 1968 (см. с.62, рис.43, с.55, рис.38).

2. А.А.Иноземцев, М.А.Нихамкин, В.Л.Сандрацкий. Основы конструирования авиационных двигателей и энергетических установок: учеб / - М.: Машиностроение, 2008. - Т.3 - с.89, рис.11.15.

3. М.А.Алабин, Б.М.Кац, Ю.А.Литвинов. Запуск авиационных газотурбинных двигателей. -М.: Машиностроение, 1968 (см. с.66).

4. А.Н.Лефевр. Процессы в камерах сгорания ГТД. Перевод с англ. - М.: Мир, 1996 г.

5. Авиационные газотурбинные двигатели Д30КУ, Д30КП, -М.: Машиностроение, 1988 г. (с.198, 199).

6. Патент РФ № 2002086, МПК F02C 7/26.

7. Патент РФ № 2338910, МПК F02C 7/266, H01T 13/06.

8. Патент США № 4771209, МПК H01T 13/32.

9. Патент Германии № 3841941, МПК H01T 13/16, H01T 13/20, H01T 13/32, H01T 13/39, H01T 13/52, H01T 13/00.

10. Европейский патент № 1975512, МПК F23R 3/04.

11. Свеча зажигания полупроводниковая СП-06ВП. Техническое описание и инструкция по эксплуатации 8Г3.242.001 ТО (редакция 2-66) -ФГУП УНПП «Молния».

12. Свеча зажигания полупроводниковая СП-06ВП-3. Техническое описание и инструкция по эксплуатации 8Г3.240.017 ТО (редакция 1-69) -ФГУП УНПП «Молния».

13. Патент РФ № 2130222, МПК H01T 13/16.

14. Патент РФ № 2215348, МПК H01T 13/20.

15. Патент РФ № 2277278, МПК H01T 13/06, F02C 7/266.

16. Патент РФ № 2136094, МПК H01T 13/06, H01T 13/00.

17. А.А.Иноземцев, М.А.Нихамкин, В.Л.Сандрацкий. Основы конструирования авиационных двигателей и энергетических установок: учеб / - М.: Машиностроение, 2008. - Т.2 (см. с.111, рис.6.57).

18. А.Н.Лефевр. Измерение минимальной энергии зажигания в струе керосино-воздушной смеси. - Combustion and Flame № 1, август 1976 г.

19. Агрегат зажигания ПВФ-22-20. Руководство по технической эксплуататции 8Г3.246.269 РЭ. ФГУП УНПП «Молния».

20. Агрегат зажигания ПВФ-22-20-10. Техническое описание и инструкция по эксплуатации 8Г3.246.269-01 РЭ.- ФГУП УНПП «Молния».