RU2062406C1

RU2062406C1 - Combustion chamber of gas-turbine engine

Info

Publication number: RU2062406C1
Application number: RU94015884A
Authority: RU
Inventors: В.А. Кузнецов
Original assignee: Акционерное общество "Авиадвигатель"
Priority date: 1994-04-28
Filing date: 1994-04-28
Publication date: 1996-06-20

Abstract

FIELD: mechanical engineering; gas-turbine engines. SUBSTANCE: combustion chamber of gas-turbine engine has diffuser with air space and flame tube with gas space which has walls formed by two-layer segments. Made on outer surface of layer facing the gas space are cooling chambers, inlet of first chamber being connected to air space and outlet of last chamber, to gas space. Novelty is that cooling spaces are made in form of cyclones interconnected by tangential channels to form multiangular cooled matrix, axis of cyclones being square to cooling layer and segment layers being telescopically interconnected. Cross section of cyclones is circular. EFFECT: enhanced efficiency of flame tube cooling, prevention of thermal stresses. 2 cl, 5 dwg

Description

Изобретение относится к газотурбинным двигателям (ГТД), а более конкретно к камерам сгорания ГТД. The invention relates to gas turbine engines (GTE), and more particularly to a combustion chamber of a GTE.

Известна камера сгорания двигателя Д-30 с конвективно-пленочной системой охлаждения жаровой трубы (см. например, техническое описание "Авиационный двухконтурный турбореактивный двигатель Д-30". М. Машиностроение, 1971, с. 50-51, рис.44). A well-known combustion chamber of the D-30 engine with a convective-film system for cooling the flame tube (see, for example, the technical description "Aircraft dual-circuit turbojet engine D-30. M. Engineering, 1971, S. 50-51, Fig. 44).

Такая конструкция отличается малым весом и технологичностью, но имеет низкую эффективность системы охлаждения хладоресурс охлаждающего воздуха в этой жаровой трубе используется лишь на 5%
Наиболее близкой по технической сущности к заявляемому изобретению является камера сгорания ГТД [2] содержащая диффузор с воздушной полостью и жаровую трубу с газовой полостью, имеющую стенки, образованные двухслойными сегментами, имеющими на наружной поверхности слоя, обращенного к газовой полости, охлаждающие камеры, вход в первую из которых подключен к воздушной полости, а выход из последней к газовой.This design is lightweight and manufacturable, but has a low cooling system efficiency. The cooling resource of cooling air in this flame tube is used only by 5%.
Closest to the technical nature of the claimed invention is a gas turbine engine combustion chamber [2] containing a diffuser with an air cavity and a flame tube with a gas cavity, having walls formed by two-layer segments, having cooling chambers on the outer surface of the layer facing the gas cavity, an entrance to the first of which is connected to the air cavity, and the exit from the latter to the gas.

Недостатком известной камеры сгорания, принятой за прототип, является недостаточная эффективность охлаждения и наличие термических напряжений. A disadvantage of the known combustion chamber adopted as a prototype is the lack of cooling efficiency and the presence of thermal stresses.

Задачей изобретения является повышение эффективности охлаждения жаровой трубы и исключение термических напряжений. The objective of the invention is to increase the cooling efficiency of the flame tube and the exclusion of thermal stresses.

На фиг. 1 изображен продольный разрез камеры сгорания ГТД; на фиг. 2 - вид А на стенку жаровой трубы камеры сгорания в увеличенном виде; на фиг. 3
сечение Б-Б по последовательно соединенным циклонным полостям в стенке жаровой трубы; на фиг. 4 изображена охлаждаемая матрица шестиугольной конфигурации; на фиг. 5 охлаждаемая матрица ромбической конфигурации.In FIG. 1 shows a longitudinal section through a gas turbine engine combustion chamber; in FIG. 2 is an enlarged view of A on the wall of the combustion tube of the combustion chamber; in FIG. 3
cross-section BB along series-connected cyclone cavities in the wall of the flame tube; in FIG. 4 shows a cooled matrix of a hexagonal configuration; in FIG. 5 cooled matrix of rhombic configuration.

Камера сгорания 1 состоит из диффузора 2 с расположенной в его воздушной полости 3 жаровой трубой 4, состоящей из отдельных сегментов 5, закрепленных с помощью радиальных стоек 6 на диффузоре 2. Каждый сегмент 5 выполнен двухслойным и состоит из несущего сегмента 7, обращенного к газовой полости 8 и тонкостенного дефлектора 9, обращенного к воздушной полости 3 камеры сгорания. Дефлектор 9 закреплен телескопически на несущем сегменте 7 с помощью заклепок 10 и шайб 11. Зазоры, имеющиеся между стержнем заклепки 10 и посадочным отверстием в дефлекторе 9, позволяют взаимно расширяться при нагревании дефлектору 9 и сегменту 7 без образования термических напряжений. Кроме того, дефлектор 9 прижат перепадом ΔP охлаждающего воздуха к сегменту 7. В дефлекторе 9 выполнено входное отверстие 12, соединяющее входную циклонную полость 14 с воздушной полостью 3, а в сегменте 7 выполнено выходное отверстие 13, соединяющее с газовой полостью 8 жаровой трубы выходную циклонную полость 15. Входная циклонная полость 14 и выходная полость 15 соединены через промежуточную циклонную полость 16 с помощью тангенциальных каналов 17. Каждая циклонная полость имеет донышко 18 и боковую стенку 19. Поток газа 20, текущий в газовой полости 8, омывает поверхность 21 сегмента, обращенного к газу. Для повышения эффективности охлаждения оси окружностей, вписанных в поперечное сечение циклонных полостей, выполнены перпендикулярно охлаждаемой поверхности 21. Входной и выходной каналы в промежуточной полости должны быть максимально разнесены по направлению вращения охлаждающего воздуха для образования устойчивого вихревого движения в этой полости. The combustion chamber 1 consists of a diffuser 2 with a flame tube 4 located in its air cavity 3, consisting of individual segments 5, mounted with radial posts 6 on the diffuser 2. Each segment 5 is made two-layer and consists of a carrier segment 7 facing the gas cavity 8 and a thin-walled deflector 9 facing the air cavity 3 of the combustion chamber. The deflector 9 is mounted telescopically on the supporting segment 7 with rivets 10 and washers 11. The gaps between the rivet 10 and the bore hole in the deflector 9 can expand when heated to the deflector 9 and segment 7 without the formation of thermal stresses. In addition, the deflector 9 is pressed by the difference ΔP of cooling air to the segment 7. An inlet 12 is made in the deflector 9, connecting the inlet cyclone cavity 14 with the air cavity 3, and in the segment 7, an outlet 13 is made connecting the cyclone outlet to the gas cavity 8 of the flame tube cavity 15. The inlet cyclone cavity 14 and the outlet cavity 15 are connected through an intermediate cyclone cavity 16 using tangential channels 17. Each cyclone cavity has a bottom 18 and a side wall 19. Gas flow 20 flowing in the gas cavity 8 , washes the surface 21 of the segment facing the gas. To increase the cooling efficiency, the axis of the circles inscribed in the cross section of the cyclone cavities is made perpendicular to the cooled surface 21. The inlet and outlet channels in the intermediate cavity should be maximally spaced in the direction of rotation of the cooling air to form a stable vortex motion in this cavity.

Работает устройство следующим образом. Охлаждающий воздух из полости 3 через входное отверстие 12 поступает во входную циклонную полость 14, охлаждая за счет лобового натекания донышко 18 циклонной полости. Далее, по тангенциальным каналам 17 охлаждающий воздух поступает в промежуточную циклонную полость 16, в которой совершает многократное вращение, охлаждая донышко 18 и боковую поверхность 19 циклонной полости. Из промежуточной полости 16 через тангенциальный канал 17 воздух поступает в выходную циклонную полость 15, в которой также совершает многократное вращение. Далее, воздух через выходные отверстия 13 истекает в газовую полость 8, образуя на охлаждаемой поверхности 21 заградительную пленку. The device operates as follows. The cooling air from the cavity 3 through the inlet 12 enters the inlet of the cyclone cavity 14, cooling due to the frontal leakage of the bottom 18 of the cyclone cavity. Further, through the tangential channels 17, the cooling air enters the intermediate cyclone cavity 16, in which it performs multiple rotation, cooling the bottom 18 and the side surface 19 of the cyclone cavity. From the intermediate cavity 16 through the tangential channel 17, the air enters the outlet cyclone cavity 15, which also performs multiple rotation. Further, air through the outlet 13 flows into the gas cavity 8, forming a barrier film on the cooled surface 21.

В зависимости от располагаемого перепада давления охлаждающего воздуха и потребной эффективности охлаждения, количество промежуточных и выходных циклонных полостей, соединенных тангенциальными каналами с входной циклонной полостью, может быть различным. Поэтому охлаждаемая матрица, составленная из этих полостей, может иметь различную геометрическую конфигурацию. Например, матрица на фиг. 2 имеет треугольную конфигурацию, а матрица на фиг. 4 - шестиугольную. Матрица на фиг. 5 имеет ромбическую конфигурацию. Depending on the available pressure drop of the cooling air and the required cooling efficiency, the number of intermediate and output cyclone cavities connected by tangential channels to the inlet cyclone cavity may be different. Therefore, the cooled matrix composed of these cavities can have a different geometric configuration. For example, the matrix in FIG. 2 has a triangular configuration, and the matrix in FIG. 4 - hexagonal. The matrix in FIG. 5 has a rhombic configuration.

Циклонные полости для уменьшения гидравлического сопротивления должны иметь поперечное сечение в форме окружности. Cyclonic cavities must have a circular cross-section to reduce hydraulic resistance.

Источники информации
1. Техн. описание "Авиационный двухконтурный турбореактивный двигатель Д-30". М. Машиностроение, 1971, с.50-51, рис.44.Information sources
1. Tech. Description "Aircraft dual-circuit turbojet engine D-30." M. Engineering, 1971, p. 50-51, Fig. 44.

2. Патент США N 4916905, кл.F 23 R 3/06, опубл.1990. ЫЫЫ2 ЫЫЫ4 2. US patent N 4916905, CL F 23 R 3/06, publ. 1990. YYY2 YYY4

Claims

1. The combustion chamber of a gas turbine engine, containing a diffuser with an air cavity and a flame tube with a gas cavity having walls formed by two-layer segments having cooling chambers on the outer surface of the layer facing the gas cavity, the inlet of the first of which is connected to the air cavity, and the output from the latter to the gas one, characterized in that the cooling cavities are made in the form of cyclones interconnected by tangentially spaced channels, the cyclone axis being perpendicular to the cooled layer, layers segment telescopically interconnected.

2. The chamber according to claim 1, characterized in that the cross-section of the cyclones is made in the shape of a circle.