RU2439436C1

RU2439436C1 - Gas turbine engine combustion chamber

Info

Publication number: RU2439436C1
Application number: RU2010123320/06A
Authority: RU
Inventors: Александр Александрович Иноземцев (RU); Александр Александрович Иноземцев; Михаил Сергеевич Хрящиков (RU); Михаил Сергеевич Хрящиков; Ахиллей Периклович Пеков (RU); Ахиллей Периклович Пеков
Original assignee: Открытое акционерное общество "Авиадвигатель"
Priority date: 2010-06-07
Filing date: 2010-06-07
Publication date: 2012-01-10

Abstract

FIELD: engines and pumps.

SUBSTANCE: gas turbine combustion chamber comprises housing accommodating annular flame tube with front, outer and inner annular perforated shells with opening to receive burner modules, ignition plugs and device to feed air into combustion chamber, and inner flame tube wall facing the latter. Flame tube wall facing the combustion chamber is arranged equidistant to outer wall and made up of toroidal shell from heat resistant material, and is secured in downstream, section by radial pints. Said pins are rigidly mounted on outer and inner shells to slide radially relative to said toroidal shell. The latter in upstream and downstream sections is fitted to thrust against outer wall to slide across combustion chamber axis.

EFFECT: higher engine efficiency, reliability and longer life of combustion chamber.

2 dwg

Description

Изобретение относится к газотурбинным двигателям, в частности к конструкциям основных камер сгорания.The invention relates to gas turbine engines, in particular to the designs of the main combustion chambers.

Известна кольцевая камера сгорания газотурбинного двигателя, содержащая корпус, в нем кольцевую жаровую трубу, включающую две отстоящие друг от друга кольцевые стенки, изготовленные из композиционного керамического материала, соединенные между собой в передней по потоку части лобовой стенкой и образующие полость горения [патент США №6775985, F23R 3/00, F23R 3/50, 2004 г.].Known annular combustion chamber of a gas turbine engine, comprising a housing, an annular flame tube in it, including two spaced apart annular walls made of composite ceramic material, interconnected in the upstream part of the frontal wall and forming a combustion cavity [US patent No. 6775985 , F23R 3/00, F23R 3/50, 2004].

Недостатком известной конструкции является отсутствие эффективного охлаждения стенок жаровой трубы, что приводит к существенному нагреву стенок и, как следствие, повышенному тепловому излучению в сторону корпуса камеры сгорания, повышению его температуры и снижению прочностных характеристик.A disadvantage of the known design is the lack of effective cooling of the walls of the flame tube, which leads to a significant heating of the walls and, as a result, increased thermal radiation towards the body of the combustion chamber, an increase in its temperature and a decrease in strength characteristics.

Другими недостатками являются малые контактные поверхности подверженных износу деталей соединений стенок жаровой трубы с лобовой стенкой и сопловым аппаратом турбины, изготовленных из разнородных материалов, требующих обеспечения надежных уплотнений полости жаровой трубы и необходимости компенсации взаимных тепловых перемещений в осевом и радиальном направлениях. Указанные недостатки снижают надежность камеры сгорания и топливную экономичность двигателя за счет утечек воздуха в соединениях стенок жаровой трубы.Other disadvantages are the small contact surfaces of the wear parts of the joints of the walls of the heat pipe with the front wall and the nozzle apparatus of the turbine, made of heterogeneous materials, requiring reliable sealing of the cavity of the heat pipe and the need to compensate for mutual thermal displacements in the axial and radial directions. These disadvantages reduce the reliability of the combustion chamber and fuel efficiency of the engine due to air leaks in the joints of the walls of the flame tube.

Наиболее близкой к заявляемой является камера сгорания газотурбинного двигателя, содержащая корпус, в нем кольцевую жаровую трубу, включающую две отстоящие друг от друга кольцевые стенки, соединенные между собой в передней по потоку части лобовой стенкой, выполненные двухслойными и ограничивающими полость горения [патент РФ №2215241, F23R 3/04, 2003 г.].Closest to the claimed is a combustion chamber of a gas turbine engine, comprising a housing, an annular flame tube, including two spaced apart annular walls connected to each other in the upstream part of the frontal wall, made of two-layer and limiting the combustion cavity [RF patent No. 2215241 , F23R 3/04, 2003].

Главным недостатком известной камеры сгорания является потребность в определенном расходе воздуха на охлаждение стенок жаровой трубы, который используется неэффективно в процессе горения, что снижает топливную экономичность двигателя и не способствует уменьшению эмиссии вредных веществ в выхлопных газах.The main disadvantage of the known combustion chamber is the need for a certain air flow rate for cooling the walls of the flame tube, which is used inefficiently in the combustion process, which reduces the fuel economy of the engine and does not help to reduce the emission of harmful substances in exhaust gases.

Наличие в конструкции жаровой трубы большого разнообразия типоразмеров сегментов и количества их крепежных элементов приводит к низкой надежности сгорания.The presence in the design of the flame tube of a wide variety of sizes of segments and the number of their fasteners leads to low reliability of combustion.

Техническая задача, на решение которой направлено заявляемое изобретение, заключается в улучшении топливной экономичности двигателя, снижении эмиссии вредных веществ в выхлопных газах, повышении надежности и долговечности камеры сгорания за счет использования всего воздуха, проходящего через жаровую трубу камеры сгорания, включая воздух, предназначенный для охлаждения стенок и оболочек жаровой трубы, на подготовку топливовоздушной смеси и формирование процесса горения, а также уменьшении количества и типоразмеров деталей жаровой трубы, исключении утечек воздуха в полость горения в соединениях стенок жаровой трубы.The technical problem to be solved by the claimed invention is aimed at improving the fuel economy of the engine, reducing the emission of harmful substances in exhaust gases, increasing the reliability and durability of the combustion chamber by using all the air passing through the flame tube of the combustion chamber, including air intended for cooling walls and shells of the flame tube, for the preparation of the air-fuel mixture and the formation of the combustion process, as well as reducing the number and size of parts of the flame Uba, exclusion of air leaks into the combustion chamber in the compounds of the walls of the flame tube.

Сущность технического решения заключается в том, что в камере сгорания газотурбинного двигателя, включающей корпус, двухслойную кольцевую жаровую трубу с внешней и внутренней стенками, имеющими отверстия под горелочные модули, свечи зажигания и подачи воздуха в полость горения, внешняя стенка включает наружную, внутреннюю кольцевые оболочки и лобовую стенку, в которых выполнена перфорация, а внутренняя стенка обращена к полости горения, согласно изобретению внутренняя стенка жаровой трубы, обращенная к полости горения, выполнена эквидистантно внешней стенке в форме тороидальной оболочки из жаростойкого материала и закреплена в задней по потоку части радиальными штифтами, которые установлены жестко на наружной и внутренней оболочках с возможностью радиального скольжения относительно тороидальной оболочки, при этом тороидальная оболочка в передней и задней по потоку частях установлена до упора во внешнюю стенку с возможностью скольжения в поперечном относительно оси камеры сгорания направлении.The essence of the technical solution lies in the fact that in the combustion chamber of a gas turbine engine, comprising a housing, a two-layer annular heat pipe with external and internal walls having openings for burner modules, spark plugs and air supply to the combustion cavity, the external wall includes an outer, inner annular shell and the front wall, in which the perforation is performed, and the inner wall is facing the combustion cavity, according to the invention, the inner wall of the flame tube facing the combustion cavity is made equid a truly external wall in the form of a toroidal shell made of heat-resistant material and fixed in the backstream part by radial pins, which are mounted rigidly on the outer and inner shells with the possibility of radial sliding relative to the toroidal shell, while the toroidal shell in the front and rear upstream parts is installed until it stops into the outer wall with the possibility of sliding in the direction transverse relative to the axis of the combustion chamber.

Выполнение внутренней стенки жаровой трубы, обращенной к полости горения стенке, в форме тороидальной цельной оболочки уменьшает количество и разнообразие типоразмеров деталей жаровой трубы, исключает подвижные уплотнения с малой контактной поверхностью со стороны лобовой стенки и соплового аппарата турбины, чем исключаются возможные утечки воздуха в этих стыках, повышается надежность камеры сгорания.The implementation of the inner wall of the flame tube, facing the combustion cavity of the wall, in the form of a toroidal solid shell reduces the number and variety of sizes of parts of the flame tube, eliminates moving seals with a small contact surface from the frontal wall and nozzle apparatus of the turbine, thereby eliminating possible air leaks in these joints , increases the reliability of the combustion chamber.

Выполнение внутренней стенки эквидистантно внешним и внутренней кольцевым оболочкам жаровой трубы позволяет сформировать промежуточную концентрическую полость вокруг тороидальной оболочки и в сочетании с перфорацией создает эффективное конвективное импактное охлаждение внутренней стенки, повышая долговечность жаровой трубы.The execution of the inner wall equidistant to the outer and inner annular shells of the flame tube allows the formation of an intermediate concentric cavity around the toroidal shell and, in combination with perforation, creates effective convective impact cooling of the inner wall, increasing the durability of the flame tube.

Применение жаростойкого, например, композиционного керамического материала также позволяет повышать долговечность жаровой трубы.The use of heat-resistant, for example, composite ceramic material also allows to increase the durability of the flame tube.

Кроме того, промежуточная концентрическая полость предназначена для сбора охлаждающего воздуха, прошедшего через перфорацию внешней стенки и подачи его в полость горения жаровой трубы, что обеспечивает использование всего воздуха, проходящего через жаровую трубу, включая воздух, предназначенный для охлаждения стенок жаровой трубы, на подготовку топливовоздушной смеси и формирование процесса горения. Это повышает топливную экономичность двигателя и снижает эмиссию вредных веществ в выхлопных газах.In addition, the intermediate concentric cavity is designed to collect cooling air passing through the perforation of the outer wall and supplying it to the combustion cavity of the flame tube, which ensures the use of all air passing through the flame tube, including air intended for cooling the walls of the flame tube, for preparing fuel-air mixtures and the formation of the combustion process. This increases the fuel efficiency of the engine and reduces the emission of harmful substances in the exhaust gases.

Закрепление внутренней стенки жаровой трубы в задней по потоку части радиальными штифтами, которые установлены жестко на наружной и внутренней оболочках с возможностью радиального скольжения относительно тороидольной оболочки, обеспечивает центрирование жаровой трубы относительно кольцевого входа в сопловой аппарат турбины во всем диапазоне работы двигателя, обеспечивает стабильность полей температур газа на выходе из камеры сгорания и приводит к повышению надежности двигателя.Fixing the inner wall of the flame tube in the backstream part with radial pins, which are mounted rigidly on the outer and inner shells with the possibility of radial sliding relative to the toroidal shell, ensures that the flame tube is centered relative to the annular entrance to the turbine nozzle apparatus over the entire range of engine operation, and ensures temperature field stability gas at the outlet of the combustion chamber and leads to increased engine reliability.

Установка тороидальной оболочки в передней и задней по потоку частях до упора во внешнюю стенку с возможностью скольжения в поперечном относительно оси камеры сгорания направлении обеспечивает надежное подвижное уплотнение, исключает перетекание воздуха в промежуточной концентрической полости и утечки воздуха в полость горения, что повышает топливную экономичность двигателя и снижает эмиссию вредных веществ в выхлопных газах.The installation of a toroidal shell in the front and rear parts upstream of the stop against the outer wall with the possibility of sliding in the transverse direction relative to the axis of the combustion chamber provides a reliable movable seal, eliminates the flow of air in the intermediate concentric cavity and air leakage into the combustion cavity, which increases the fuel economy of the engine and reduces the emission of harmful substances in exhaust gases.

На фиг.1 изображен продольный разрез камеры сгорания газотурбинного двигателя заявляемой конструкции, на фиг.2 - элемент I на фиг.1.Figure 1 shows a longitudinal section of the combustion chamber of a gas turbine engine of the claimed design, figure 2 - element I in figure 1.

Камера сгорания газотурбинного двигателя включает корпус 1, двухслойную кольцевую жаровую трубу 2 с внешней и внутренней стенками (не обозначены). Внешняя стенка включает наружную 3 и внутреннюю 4 кольцевые оболочки, соединенные между собой в передней по потоку части лобовой стенкой 5. Между кольцевыми оболочками расположена полость горения 6. Внешняя стенка выполнена концентрично входу в сопловой аппарат 7, имеет перфорацию 8 и отверстия 9,10, соосные отверстиям 11, 12 во внутренней стенке, которые предназначены для установки горелочных модулей 13, свечей зажигания 14 и подачи воздуха 15 в полость горения 6.The combustion chamber of a gas turbine engine includes a housing 1, a two-layer annular flame tube 2 with external and internal walls (not indicated). The outer wall includes the outer 3 and inner 4 annular shells connected to each other in the upstream part by the frontal wall 5. Between the annular shells there is a combustion cavity 6. The outer wall is made concentric with the entrance to the nozzle apparatus 7, has a perforation 8 and openings 9,10, coaxial holes 11, 12 in the inner wall, which are designed to install the burner modules 13, spark plugs 14 and air supply 15 into the combustion cavity 6.

Внутренняя стенка 16 жаровой трубы 2 обращена к полости горения 6 и выполнена эквидистантно внешней стенке, т.е. наружной 3, внутренней 4 кольцевым оболочкам и лобовой стенке 5 жаровой трубы в форме цельной тороидальной оболочки из жаростойкого материала, например композиционного керамического. Она закреплена в задней по потоку части радиальными штифтами 17, которые установлены жестко на наружной 3 и внутренней 4 оболочках. При этом имеют возможность радиального скольжения относительно тороидальной оболочки.The inner wall 16 of the flame tube 2 is facing the combustion cavity 6 and is made equidistant to the outer wall, i.e. outer 3, inner 4 annular shells and frontal wall 5 of the flame tube in the form of a solid toroidal shell of heat-resistant material, for example composite ceramic. It is fixed in the backstream part of the radial pins 17, which are mounted rigidly on the outer 3 and inner 4 shells. Moreover, they have the possibility of radial slip relative to the toroidal shell.

Кроме того, внутренняя стенка 16 в передней и задней по потоку частях установлена до упора в лобовую стенку 5 по поверхности А и по поверхности Б во внешнюю стенку, т.е. наружную 3 и внутреннюю 4 кольцевые оболочки, с возможностью скольжения в поперечном относительно оси камеры сгорания 2 направлении, а также плотно вставлена по диаметру Д наружной кольцевой оболочки 3 и с зазором Δ₁ по внутренней кольцевой оболочке 4. Направления потоков воздуха обозначены позициями 18, 19 и 20.In addition, the inner wall 16 in the front and rear upstream parts is installed all the way into the frontal wall 5 along surface A and along surface B into the outer wall, i.e. outer 3 and inner 4 annular shells, with the possibility of sliding in the direction transverse to the axis of the combustion chamber 2, and also tightly inserted along the diameter D of the outer annular shell 3 and with a gap Δ ₁ along the inner annular shell 4. The directions of the air flow are indicated by positions 18, 19 and 20.

Камера сгорания работает следующим образом.The combustion chamber operates as follows.

В холодном состоянии тороидальная оболочка 16, плотно вставленная по диаметру Д и до упора в поверхности Б, сцентрирована относительно входа 7 в сопловой аппарат турбины и не имеет зазоров для прохода воздуха 18 в полость горения 6 через стыки. В передней по потоку части оболочка 16 установлена до упора в поверхность А, разделяя промежуточную концентричную полость на три полости.In the cold state, the toroidal shell 16, tightly inserted along the diameter D and completely against the surface B, is centered relative to the inlet 7 of the turbine nozzle and has no gaps for the passage of air 18 into the combustion cavity 6 through the joints. In the upstream part of the shell 16 is installed until it stops at surface A, dividing the intermediate concentric cavity into three cavities.

При работе двигателя внешняя стенка жаровой трубы 2 нагревается и расширяется в диаметральном и осевом направлениях. Тороидальная оболочка 16 расширяется в меньшей степени, чем стенки 3, 4, 5, т.к. они изготовлены из керамического материала с меньшим коэффициентом теплового расширения по сравнению с материалом элементов 3, 4, 5.When the engine is running, the outer wall of the flame tube 2 heats up and expands in the diametric and axial directions. The toroidal shell 16 expands to a lesser extent than walls 3, 4, 5, because they are made of ceramic material with a lower coefficient of thermal expansion compared to the material of elements 3, 4, 5.

При нагревании по диаметру Д зазор Δ₂ увеличивается, а зазор Δ₁ уменьшается. Оболочка 16 проскальзывает по радиальным штифтам 17, жестко соединенным со стенками 3, 4, сохраняя при этом центровку относительно входа 7 в сопловой аппарат турбины и уплотнение по поверхностям Б.When heated in diameter D, the gap Δ ₂ increases, and the gap Δ ₁ decreases. The shell 16 slides along the radial pins 17, rigidly connected to the walls 3, 4, while maintaining alignment relative to the inlet 7 of the turbine nozzle and sealing on the surfaces B.

Под воздействием перепада давления на стенках жаровой трубы 2 и за счет упругой деформации тонкостенных криволинейных в продольном сечении оболочек 3, 4 лобовая стенка 5 прижимается к поверхности А оболочки 16, сохраняя уплотнение и исключая утечки воздуха в полость горения 6 по поверхностям А и Б.Under the influence of the pressure drop on the walls of the flame tube 2 and due to the elastic deformation of thin-walled curvilinear shells 3, 4 curved in the longitudinal section, the frontal wall 5 is pressed against the surface A of the shell 16, preserving the seal and eliminating air leakage into the combustion cavity 6 along surfaces A and B.

Часть воздуха высокого давления 18 из-за компрессора под воздействием перепада давления на стенках жаровой трубы 2, потоками 15 проходит через отверстия 10 в стенках 3, 4 и попадает в полость 6 жаровой трубы 2, где используется для формирования процесса горения.Part of the high-pressure air 18 due to the compressor under the influence of the differential pressure on the walls of the flame tube 2, flows 15 through holes 10 in the walls 3, 4 and enters the cavity 6 of the flame tube 2, where it is used to form the combustion process.

Другая часть воздуха 18 проходит через перфорацию 8 в лобовой стенке 5 и потоками 19 натекает нормально к поверхности лобовой части оболочки 16, охлаждает ее и далее, проходя вдоль стенки в направлении отверстий 11 вокруг горелочных модулей 13, используется в процессе смесеобразования.Another part of the air 18 passes through the perforation 8 in the frontal wall 5 and flows normally to the surface of the frontal part of the shell 16 by flows 19, cools it further, passing along the wall in the direction of the holes 11 around the burner modules 13, is used in the process of mixture formation.

Третья часть воздуха 18 проходит через перфорацию 8 в оболочках 3, 4, потоками 20 натекает нормально к поверхности стенки оболочки 16 и охлаждает ее. Далее, проходя вдоль стенки в направлении отверстий 12, выходит в полость горения 6 совместно с потоком воздуха 15, прошедшим через отверстия 10, и используется для формирования процесса горения.The third part of the air 18 passes through the perforation 8 in the shells 3, 4, flows 20 flows normally to the surface of the wall of the shell 16 and cools it. Further, passing along the wall in the direction of the holes 12, it enters the combustion cavity 6 together with the air stream 15 passing through the holes 10 and is used to form the combustion process.

Claims

The combustion chamber of a gas turbine engine, comprising a housing in which an annular flame tube is located with frontal, outer and inner relative to the axis of the flame tube annular shells in which perforations and openings for burner modules, spark plugs and air supply to the combustion cavity are made, as well as internal a wall facing the combustion cavity, characterized in that the inner wall of the flame tube facing the combustion cavity is made equidistant to the outer wall in the form of a toroidal shell made of heat-resistant material and is fixed in the backstream part of the radial pins, which are mounted rigidly on the outer and inner shells with the possibility of radial sliding relative to the toroidal shell, while the toroidal shell in the front and rear upstream parts is installed against the stop in the outer wall with the possibility of sliding in the transverse relative to axis of the combustion chamber direction.