RU2046971C1

RU2046971C1 - Gas-turbine engine

Info

Publication number: RU2046971C1
Authority: RU
Inventors: Василий Владимирович Даценко; Андрей Валентинович Качанов; Александр Семенович Косой; Борис Давыдович Майорович; Александр Викторович Равич
Original assignee: Василий Владимирович Даценко; Андрей Валентинович Качанов; Александр Семенович Косой; Борис Давыдович Майорович; Александр Викторович Равич
Priority date: 1991-02-25
Filing date: 1991-02-25
Publication date: 1995-10-27

Abstract

FIELD: gas-turbine engine engineering. SUBSTANCE: in starting, starter 2 set low pressure compressor 1 and high pressure compressor 3 in operation. Locking unit 9 is open in this moment, and a portion of air is withdrawn to ignitor 5 to provide its cooling and stable operation. After lighting combustion chamber 4 and reaching maximum pressure at high pressure compressor 3, locking unit 9 close. Air, which is removed at the outlet of high pressure compressor 3, is fed to cooling of ignitor 5 through line 8. EFFECT: enhanced reliability. 2 cl, 1 dwg

Description

Изобретение относится к газотурбостроению и может быть использовано в транспортных и стационарных установках. The invention relates to gas turbine engineering and can be used in transport and stationary installations.

Известен газотурбинный двигатель (ГТД), содержащий турбокомпрессорный блок, камеру сгорания, воспламенитель, подключенный к внешнему источнику сжатого воздуха, выполненному в виде объемного воздушного насоса, соединенного с валом двигателя. Known gas turbine engine (GTE), containing a turbocompressor unit, a combustion chamber, an igniter connected to an external source of compressed air, made in the form of a volumetric air pump connected to the engine shaft.

Недостатком такого ГТД является значительное усложнение конструкции двигателя, связанное с наличием дополнительного воздушного насоса. The disadvantage of this gas turbine engine is a significant complication of the engine design associated with the presence of an additional air pump.

Известен также ГТД, содержащий двухкаскадный компрессор, компрессор низкого давления которого соединен с пусковым устройством, и камеру сгорания с воспламенителем, соединенным пневмопроводом с межтрубным пространством камеры сгорания. A gas turbine engine is also known, which contains a two-stage compressor, the low-pressure compressor of which is connected to the starting device, and a combustion chamber with an igniter connected by a pneumatic conduit to the annular space of the combustion chamber.

Недостатком этого ГТД является ненадежность запуска и низкий ресурс воспламенителя, работающего на перепаде давления воздуха на стенке жаровой трубы, значение которого на запуске и во время работы двигателя ниже требуемого. The disadvantage of this gas turbine engine is the unreliability of starting and the low life of the igniter, which works on the differential pressure of air on the wall of the flame tube, the value of which at the start and during engine operation is lower than required.

Целью изобретения является повышение надежности воспламенения топливовоздушной смеси при запуске ГТД и увеличение ресурса воспламенителя путем создания требуемого перепада давления воздуха на воспламенителе при запуске и работе двигателя. The aim of the invention is to increase the reliability of ignition of the air-fuel mixture when starting a gas turbine engine and to increase the life of the igniter by creating the required differential pressure of air on the ignitor when starting and operating the engine.

На чертеже представлена принципиальная схема предлагаемого газотурбинного двигателя. The drawing shows a schematic diagram of the proposed gas turbine engine.

Газотурбинный двигатель содержит компрессор 1 низкого давления, кинематически соединенный с пусковым устройством 2, компрессор 3 высокого давления, камеру 4 сгорания с воспламенителем 5 и жаровой трубой 6. Имеются пневматические линии 7 и 9, запорное устройство 9, межтрубное пространство 10, диффузор 11 и турбины 12. При этом воспламенитель 5 соединен пневматической линией 7 через запорное устройство 9 с компрессором (1 или 2), а пневматической линией 8 с выходом компрессора 3 высокого давления. The gas turbine engine comprises a low pressure compressor 1 kinematically connected to a starting device 2, a high pressure compressor 3, a combustion chamber 4 with an igniter 5 and a flame tube 6. There are pneumatic lines 7 and 9, a shut-off device 9, an annular space 10, a diffuser 11 and turbines 12. In this case, the igniter 5 is connected by a pneumatic line 7 through a locking device 9 to a compressor (1 or 2), and by a pneumatic line 8 with the output of a high pressure compressor 3.

Газотурбинный двигатель работает следующим образом. The gas turbine engine operates as follows.

При запуске двигателя пусковое устройство 2 раскручивает компрессор 1 низкого давления и через газодинамическую связь компрессор 3 высокого давления. При этом в момент розжига давление воздуха за компрессором 1 низкого давления в 1,6-1,8 раза превышает давление за компрессором 3 высокого давления, а последнее больше давления в межтрубном пространстве 10 камеры 4 сгорания. Разность давления за компрессорами 1 и 3 объясняется срабатыванием части перепада на компрессоре 3 высокого давления при его раскрутке, а разность давления за компрессором 3 высокого давления и межтрубным пространством 10 является следствием потерь в диффузоре 11 и при обтекании жаровой трубы 6. Запорное устройство 9 открыто и часть воздуха подводится на воспламенитель 5. Необходимый для устойчивой работы и охлаждения воспламенителя 5 перепад давления воздуха обеспечивается выбором места подключения пневматической линии 7 к компрессору 1 или 3. В дальнейшем, после розжига 4 камеры сгорания, давление воздуха за компрессором 3 высокого давления интенсивно возрастает и достигает максимального значения. При этом запорное устройство 9 закрывается, тем самым предотвращая перетекание воздуха и газа в компрессор по линии 7. Давление воздуха в межтрубном пространстве 10 ниже максимального. На охлаждение воспламенителя 5, находящегося в области высоких температур, по линии 8 подводится воздух, отбираемый на входе в диффузор 11. When starting the engine, the starting device 2 spins the low pressure compressor 1 and, through the gas-dynamic connection, the high pressure compressor 3. Moreover, at the time of ignition, the air pressure behind the low-pressure compressor 1 is 1.6-1.8 times higher than the pressure behind the high-pressure compressor 3, and the latter is greater than the pressure in the annulus 10 of the combustion chamber 4. The pressure difference behind the compressors 1 and 3 is explained by the triggering of a part of the differential on the high-pressure compressor 3 when it is unwound, and the pressure difference behind the high-pressure compressor 3 and the annulus 10 is a consequence of losses in the diffuser 11 and around the flame tube 6. The shut-off device 9 is open and part of the air is supplied to the igniter 5. The differential pressure of air necessary for stable operation and cooling of the ignitor 5 is provided by the choice of the location of the pneumatic line 7 to the compressor 1 or and 3. In the future, after ignition 4 of the combustion chamber, the air pressure behind the high-pressure compressor 3 increases rapidly and reaches a maximum value. In this case, the locking device 9 is closed, thereby preventing the flow of air and gas into the compressor along line 7. The air pressure in the annulus 10 is lower than the maximum. To cool the igniter 5, located in the high temperature region, air is drawn through line 8, taken at the inlet to the diffuser 11.

Положительный эффект предлагаемого ГТД достигается за счет увеличения надежности запуска и повышения ресурса воспламенителя. Первое обеспечивается созданием необходимого перепада давления воздуха на воспламенителе и его охлаждением при розжиге камер сгорания, а второе интенсификацией процесса охлаждения воспламенителя при работе двигателя. The positive effect of the proposed gas turbine engine is achieved by increasing the reliability of the launch and increasing the life of the igniter. The first is ensured by the creation of the necessary differential pressure of air on the igniter and its cooling during ignition of the combustion chambers, and the second by the intensification of the cooling process of the igniter during engine operation.

Claims

1. GAS-TURBINE ENGINE, comprising a housing in which a low-pressure compressor is installed, kinematically connected to the shaft of the starting device, a high-pressure compressor, an ignition combustion chamber and high and low-pressure turbines, characterized in that, in order to increase the reliability of start-up and the life of the igniter , the latter is connected via pneumatic lines to the outputs of low and high pressure compressors.

2. The engine according to claim 1, characterized in that it is equipped with a shut-off device mounted on a pneumatic line connecting the igniter to the output of the low-pressure compressor.