RU2173819C2

RU2173819C2 - Gas-turbine engine combustion chamber

Info

Publication number: RU2173819C2
Application number: RU99122309A
Authority: RU
Original assignee: Центральный институт авиационного моторостроения им. П.И. Баранова
Priority date: 1999-10-25
Filing date: 1999-10-25
Publication date: 2001-09-20

Abstract

FIELD: gas-turbine engines. SUBSTANCE: gas-turbine engine combustion chamber has housing with circular segment-type double-walled perforated fire tube arranged inside it. Fire tube is provided with burners. Inner wall of fire tube is made from longitudinal segments provided with front and rear flanges which are connected with front and rear flanges of outer wall of fire tube. Front flanges of longitudinal segments are mounted between flanges of outer walls of fire tube on spherical spacer bushes. Rear flanges of longitudinal segments are located between rear flanges of outer walls of fire tube on spherical bushes supported by spacer cylindrical bushes for axial displacement. EFFECT: prolonged service life of combustion chamber. 3 cl, 4 dwg

Description

Изобретение относится к двигателестроению, в частности к камерам сгорания газотурбинных двигателей (ГТД) и газотурбинных установок (ГТУ). The invention relates to engine building, in particular to the combustion chambers of gas turbine engines (GTE) and gas turbine installations (GTU).

Известна камера сгорания ГТД, содержащая корпус и размещенную внутри него кольцевую жаровую трубу, в которой одна последняя секция выполнена двухстенной и перфорированной (патент США N 4901522, МПК F 23 R 3/60, 1990). A gas turbine engine combustion chamber is known, comprising a housing and an annular flame tube placed inside it, in which one last section is double-walled and perforated (US patent N 4901522, IPC F 23 R 3/60, 1990).

Недостатком этой камеры сгорания является ее малый ресурс работы из-за возникновения температурных напряжений в стенках жаровой трубы в результате разности температур этих стенок. The disadvantage of this combustion chamber is its small service life due to the occurrence of temperature stresses in the walls of the flame tube as a result of the temperature difference between these walls.

Наиболее близкой к заявляемой является камера сгорания газотурбинного двигателя (патент РФ N 2066424, МПК F 23 R 3/06, 1996), содержащая кольцевую двухстенную перфорированную жаровую трубу, состоящую из двух стенок, причем внутренняя стенка жаровой трубы выполнена из продольных сегментов, имеющих ряд поясов заградительного охлаждения и фланцы (передние и задние) для крепления этих сегментов. Closest to the claimed is a combustion chamber of a gas turbine engine (RF patent N 2066424, IPC F 23 R 3/06, 1996), containing an annular double-walled perforated heat pipe, consisting of two walls, and the inner wall of the heat pipe is made of longitudinal segments having a number post-cooling belts and flanges (front and rear) for fastening these segments.

Недостатком этой камеры сгорания является то, что продольные сегменты выполнены с разной толщиной стенок по длине сегментов. Это приводит при быстрых переходных режимах двигателя к неравномерному по времени нагреву разных частей сегмента и, следовательно, к короблению сегментов. Кроме того, такому короблению сегментов способствует наличие жестких фланцевых соединений сегментов. The disadvantage of this combustion chamber is that the longitudinal segments are made with different wall thicknesses along the length of the segments. During fast transient engine conditions, this leads to uneven heating of different parts of a segment in time and, consequently, to warping of segments. In addition, the presence of rigid flanged joints of the segments contributes to such warpage of the segments.

Задачей, на решение которой направлено изобретение, является увеличение ресурса работы камеры сгорания (путем снижения температурных напряжений стенок жаровой трубы) при относительно малом расходе охлаждающего воздуха. The problem to which the invention is directed is to increase the life of the combustion chamber (by reducing the temperature stresses of the walls of the flame tube) with a relatively small flow rate of cooling air.

Технический результат достигается в камере сгорания ГТД, содержащей корпус и размещенную внутри него кольцевую сегментную двухстенную перфорированную жаровую трубу с горелками, причем внутренние огневые стенки жаровой трубы выполнены в виде продольных сегментов, соединенных с наружными стенками жаровой трубы при помощи плавающих фланцев. The technical result is achieved in a gas turbine combustion chamber containing a housing and an annular segmented double-walled perforated heat pipe with burners located inside it, and the internal fire walls of the heat pipe are made in the form of longitudinal segments connected to the external walls of the heat pipe using floating flanges.

Передние фланцы сегментов установлены между фланцами наружных стенок на сферических дистанционных втулках, а задние фланцы сегментов - на сферических втулках, размещенных на дистанционных цилиндрических втулках с возможностью осевого перемещения. The front flanges of the segments are mounted between the flanges of the outer walls on the spherical spacer bushings, and the rear flanges of the segments are mounted on the spherical bushings placed on the spacer cylindrical bushings with the possibility of axial movement.

Продольные сегменты с постоянной толщиной стенки снабжены продольными отбортовками, прилегающими к поверхности наружных стенок жаровой трубы. Longitudinal segments with constant wall thickness are provided with longitudinal flanges adjacent to the surface of the outer walls of the flame tube.

Между горелками и жаровой трубой установлен кольцевой газосборник богатой топливовоздушной смеси, состоящий из передней конфузорной части и задней диффузорной части, в последней из которых размещены патрубки для подвода вторичного воздуха. An annular gas collector of a rich air-fuel mixture is installed between the burners and the flame tube, consisting of a front confuser part and a rear diffuser part, in the last of which there are pipes for supplying secondary air.

Технический результат достигается за счет продольных сегментов, закрепленных между фланцами наружных стенок на сферических втулках, обеспечивающих безлюфтовую подвеску с одновременной компенсацией разности температурных расширений стенок, что снижает температурные напряжения при работе в условиях высоких температур. The technical result is achieved due to the longitudinal segments fixed between the flanges of the outer walls on the spherical bushings, providing a backlash-free suspension with simultaneous compensation of the difference in thermal expansion of the walls, which reduces temperature stresses when working at high temperatures.

Это позволяет применить предлагаемую камеру сгорания для газотурбинных двигателей, работающих при высокотемпературных режимах или дает возможность увеличить ресурс ее работы путем снижения температурных напряжений стенок жаровой трубы без увеличения расхода охлаждающего воздуха. This allows you to apply the proposed combustion chamber for gas turbine engines operating at high temperature conditions or makes it possible to increase the resource of its work by reducing the temperature stresses of the walls of the flame tube without increasing the flow of cooling air.

Сущность изобретения поясняется чертежами фиг. 1-4, где
на фиг. 1 представлен продольный разрез камеры сгорания ГТД;
на фиг. 2 показан поперечный разрез по AA согласно фиг. 1;
на фиг. 3 изображен элемент 1 согласно фиг. 1;
на фиг. 4 показан элемент 11, согласно фиг. 1.The invention is illustrated by drawings of FIG. 1-4, where
in FIG. 1 shows a longitudinal section through a gas turbine combustion chamber;
in FIG. 2 shows a cross section along AA according to FIG. 1;
in FIG. 3 shows element 1 according to FIG. 1;
in FIG. 4 shows an element 11 according to FIG. 1.

Камера сгорания ГТД содержит корпус 1 и размещенную внутри него кольцевую двухстенную перфорированную жаровую трубу 2 с горелками 3. Внутренние огневые стенки 4 жаровой трубы 2 выполнены в виде продольных сегментов 5, соединенных с наружными стенками 6 жаровой трубы 2 при помощи передних фланцев 7 и задних фланцев 8. Передние фланцы 7 продольных сегментов 5 установлены между разъемными фланцами 9 наружных стенок 6 на сферических дистанционных втулках 10, а задние фланцы 8 продольных сегментов 5 установлены между фланцами 11 на сферических втулках 12, размещенных на дистанционных цилиндрических втулках 13 с возможностью осевого перемещения. The GTE combustion chamber contains a housing 1 and an annular double-walled perforated heat pipe 2 with burners 3 located inside it. The internal fire walls 4 of the heat pipe 2 are made in the form of longitudinal segments 5 connected to the external walls 6 of the heat pipe 2 by means of front flanges 7 and rear flanges 8. The front flanges 7 of the longitudinal segments 5 are installed between the split flanges 9 of the outer walls 6 on the spherical spacer bushings 10, and the rear flanges 8 of the longitudinal segments 5 are installed between the flanges 11 on the spherical bushings 12 placed on the spaced cylindrical bushings 13 with the possibility of axial movement.

Между горелками 3 и жаровой трубой 2 установлен кольцевой газосборник 14 богатой топливовоздушной смеси, который состоит из передней конфузорной части 15 и задней диффузорной части 16. В задней диффузорной части 16 газосборника 14 размещены патрубки 17 для подвода вторичного воздуха. Between the burners 3 and the flame tube 2 is installed an annular gas collector 14 of a rich air-fuel mixture, which consists of a front confuser part 15 and a rear diffuser part 16. In the rear diffuser part 16 of the gas collector 14 there are pipes 17 for supplying secondary air.

Продольные сегменты 5 снабжены продольными отбортовками 18 (см. фиг. 2), прилегающими к поверхности наружных стенок 6 жаровой трубы 2. The longitudinal segments 5 are provided with longitudinal flanges 18 (see Fig. 2) adjacent to the surface of the outer walls 6 of the flame tube 2.

Камера сгорания газотурбинного двигателя работает следующим образом. The combustion chamber of a gas turbine engine operates as follows.

Богатая топливовоздушная смесь поступает из горелок 3 трубчатого типа в кольцевой газосборник 14. Так как начальная часть газосборника 14 выполнена конфузорно, то концентрация горючей смеси выравнивается по окружности, что создает одинаковые температурные условия работы для всех продольных сегментов 5, не вызывая дополнительные температурные напряжения из-за разности температуры по окружности. The rich air-fuel mixture flows from the tube-type burners 3 into the annular gas collector 14. Since the initial part of the gas collector 14 is confused, the concentration of the combustible mixture is aligned around the circumference, which creates the same temperature operating conditions for all longitudinal segments 5, without causing additional temperature stresses due to for the difference in temperature around the circumference.

Охлаждающий воздух из кольцевых каналов, образованных стенками корпуса 1 и наружными стенками 6 жаровой трубы 2, поступает в нормальные отверстия 19 наружных стенок 6. Cooling air from the annular channels formed by the walls of the housing 1 and the outer walls 6 of the flame tube 2, enters the normal openings 19 of the outer walls 6.

При этом реализуется интенсивное многоструйное охлаждение внутренней огневой стенки жаровой трубы 2. Затем охлаждающий воздух поступает в полость жаровой трубы 2 через наклонные отверстия 20 продольных сегментов 5, образуя относительно холодную завесу в жаровой трубе 2 около поверхности продольных сегментов 5 (пленочное охлаждение). Для охлаждения фланцевых соединений жаровой трубы 2 часть охлаждающего воздуха проходит между фланцами 7 и 8 продольных сегментов 5 и фланцами 9 и 11 наружных стенок 6, зазор между которыми обеспечивается установкой дистанционных сферических втулок 10 и дистанционных цилиндрических втулок 13. In this case, intensive multi-jet cooling of the inner fire wall of the flame tube 2 is realized. Then, cooling air enters the cavity of the flame tube 2 through the inclined holes 20 of the longitudinal segments 5, forming a relatively cold curtain in the flame tube 2 near the surface of the longitudinal segments 5 (film cooling). To cool the flange joints of the flame tube 2, part of the cooling air passes between the flanges 7 and 8 of the longitudinal segments 5 and the flanges 9 and 11 of the outer walls 6, the gap between which is provided by the installation of spherical spacer sleeves 10 and spacer cylindrical sleeves 13.

Кроме того, уменьшению температурных напряжений способствует плавающая подвеска продольных сегментов 5, которая работает следующим образом. In addition, the reduction of temperature stresses contributes to the floating suspension of the longitudinal segments 5, which operates as follows.

Продольные сегменты 5 своими продольными отбортовками 18 прилегают к поверхности наружных стенок 6 жаровой трубы 2, а своим передним фланцем 7 и задним фланцем 8 опираются на сферические дистанционные втулки 10 и сферические втулки 12, размещенные между соответствующими фланцами 9 и 11 наружных стенок 6. The longitudinal segments 5 with their longitudinal flanges 18 are adjacent to the surface of the outer walls 6 of the flame tube 2, and with their front flange 7 and rear flange 8 are supported by spherical spacer sleeves 10 and spherical sleeves 12 located between the respective flanges 9 and 11 of the outer walls 6.

При нагреве возникают разные температурные расширения наружной стенки 6 и продольных сегментов 5, что может вызвать значительные напряжения и коробления продольных сегментов 5. Для компенсации разности температурных расширений в осевом направлении передние фланцы 7 продольных сегментов 5 зафиксированы на сферических дистанционных втулках 10 неподвижно относительно наружной стенки 6, а задние фланцы 8 продольных сегментов 5 опираются на сферические подвижные втулки 12, перемещающиеся по дистанционным цилиндрическим втулкам 13 в осевом направлении в случае возникновения разности температурных расширений наружной стенки 6 и продольных сегментов 5. When heating, different temperature expansions of the outer wall 6 and the longitudinal segments 5 occur, which can cause significant stresses and warping of the longitudinal segments 5. To compensate for the difference in the temperature expansions in the axial direction, the front flanges 7 of the longitudinal segments 5 are fixed on the spherical spacer sleeves 10 motionless relative to the outer wall 6 and the rear flanges 8 of the longitudinal segments 5 are supported by spherical movable bushings 12 moving along the spaced cylindrical bushings 13 in axial pressure The pressure in the event of a difference of thermal expansion of the outer wall 6 and the longitudinal segments 5.

Компенсация разности расширений переднего фланца 7 и заднего фланца 8 продольного сегмента 5 в радиальном направлении обеспечивается свободным их поворотом относительно сферических дистанционных втулок 10 и сферических подвижных втулок 12. Compensation for the difference between the extensions of the front flange 7 and the rear flange 8 of the longitudinal segment 5 in the radial direction is provided by their free rotation relative to the spherical spacer sleeves 10 and spherical movable sleeves 12.

Камера сгорания может быть использована в высокотемпературных ГТД и ГТУ. The combustion chamber can be used in high-temperature gas turbine engines and gas turbine engines.

Claims

1. The combustion chamber of a gas turbine engine, comprising a housing and an annular segmented double-walled perforated heat pipe with burners located inside it, the inner wall of the flame tube made of longitudinal segments having front and rear flanges connected to the front and rear flanges of the outer flame tube, characterized in that the front flanges of the longitudinal segments are installed between the flanges of the outer walls of the flame tube on the spherical spacer sleeves, and the rear flanges of the longitudinal segments are placed They are between the rear flanges of the outer walls of the flame tube on spherical bushings, supported by distance cylindrical bushings with the possibility of axial movement.

2. The combustion chamber according to claim 1, characterized in that a gas collector of a rich air-fuel mixture is installed between the burners and the flame tube, consisting of a front confuser part and a rear diffuser part, in the last of which there are pipes for supplying secondary air.

3. The combustion chamber according to claims 1 and 2, characterized in that the longitudinal segments are provided with longitudinal flanges adjacent to the surface of the outer walls of the flame tube.