RU2612449C1

RU2612449C1 - Камера сгорания авиационного газотурбинного двигателя

Info

Publication number: RU2612449C1
Application number: RU2016104164A
Authority: RU
Inventors: Владимир Леонидович Письменный
Original assignee: Владимир Леонидович Письменный
Priority date: 2016-02-09
Filing date: 2016-02-09
Publication date: 2017-03-09

Abstract

Изобретение относится к энергетике. Камера сгорания авиационного газотурбинного двигателя, в которой реализовано объединение основной и форсажной камер сгорания в единую камеру. Камера сгорания имеет две зоны горения: основную и форсажную. Основная зона существует постоянно, форсажная - на форсированных режимах работы камеры. Положительный результат является следствием того, что условия горения в форсажной зоне горения основной камеры сгорания при тех же значениях суммарного коэффициента избытка воздуха объективно лучше, чем в форсажных камерах аналогичных газотурбинных двигателей. Изобретение позволяет расширить диапазон режимов работы основных камер сгорания по суммарному коэффициенту избытка воздуха. 5 з.п. ф-лы, 3 ил.

Description

Изобретение относится к авиадвигателестроению.

Появление высокотемпературных (Т_г ^* более 2000 K) газотурбинных двигателей (ГТД) делает актуальной задачу расширения диапазона рабочих режимов основных камер сгорания по суммарному коэффициенту избытка воздуха α_Σ.

Целью изобретения является решение обозначенной задачи.

Известны основные камеры сгорания ГТД, содержащие корпус, входной диффузор, жаровую трубу с отверстиями, на входе в которую расположены воздушные завихрители и топливные форсунки, воспламенитель (Нечаев Ю.Н., Федоров P.M. Теория авиационных газотурбинных двигателей. 4.2. М.: Машиностроение, 1978, с. 65, рис. 11.5). Коэффициент избытка воздуха в основных камерах сгорания изменяется от α_Σmin≈3 до α_Σmax≈8 (там же, стр. 74, рис. 11.11).

Известны форсажные камеры сгорания ГТД, содержащие корпус, входной диффузор, топливные коллекторы с форсунками, теплозащитный и антивибрационный экран, форкамеру (там же, стр. 70, рис. 11.9). Коэффициент избытка воздуха в форсажных камерах сгорания изменяется от α_Σmin≈1,1 до α_Σmax≈2,2 (там же, стр. 74, рис. 11.14).

Известны двухзоновые камеры сгорания ГТД, в которых сгорание топлива происходит последовательно в зонах с богатой и бедной топливовоздушными смесями, что позволяет снизить количество вредных выбросов в атмосферу (В.С. Чигрин, С.Е. Белова. Конструкция камер сгорания и выходных устройств авиационных ГТД. Рыбинск: РГАТА, 2006, с. 26.)

Поставленная цель достигается тем, что камера сгорания авиационного ГТД, содержащая корпус, входной диффузор, воспламенитель, имеет жаровую трубу, состоящую из узкой и широкой частей (площадь миделя широкой части в 1,5÷2 раза больше площади миделя узкой части). На входе в жаровую трубу расположен воздушный завихритель, между узкой и широкой частями - газовоздушный смеситель, на входе и выходе из узкой части - топливные форсунки.

Предпочтительно в качестве газовоздушного смесителя использовать лепестковый смеситель либо воздушный завихритель. Предпочтительно внутри жаровой трубы иметь стабилизаторы пламени.

Сущность изобретения заключается в объединении основной и форсажной камер сгорания ГТД в единую камеру, что создает интегральный эффект: расширяется диапазон режимов работы основной камеры сгорания по α_Σ, повышается полнота сгорания топлива η_г по отношению к исходным камерам. Камера имеет две зоны горения: основную и форсажную. Основная зона существует постоянно, форсажная - на форсированных режимах работы камеры (α_Σ<2,5). Положительный результат является следствием того, что условия горения (скорость потока, давление газа) в форсажной зоне основной камеры сгорания при тех же α_Σ объективно лучше, чем в форсажной камере аналогичного ГТД.

На фиг. 1 изображена камера сгорания ГТД;

на фиг. 2 изображена камера сгорания ГТД;

на фиг. 3 изображена характеристика полноты сгорания камеры сгорания ГТД.

Камера сгорания (фиг. 1) состоит из корпуса 1, жаровой трубы 2, которая состоит из двух частей: узкой и широкой (на боковых поверхностях жаровой трубы выполнены отверстия), диффузора 3, воздушного завихрителя 4, расположенного на входе в жаровую трубу, лепесткового смесителя 5, расположенного между двумя частями жаровой трубы, топливных форсунок 6 и 7, расположенных на входе в жаровую трубу и выходе из ее узкой части, воспламенителя 8, стабилизаторов пламени 9.

Воздух, поступающий из компрессора, тормозится в диффузоре 3, делится на первичный, вторичный, третичный и смесительный. Первичный воздух через завихритель 4 поступает в жаровую трубу непосредственно к месту расположения форсунки 6, вторичный - через отверстия в боковой поверхности узкой части трубы 2, третичный - через лепестковый смеситель, смесительный - через задние отверстия боковой поверхности трубы 2. Топливо поступает в жаровую трубу через форсунки 6 и 7. Первичный воздух смешивается с топливом, поступающим через форсунку 6, образует топливовоздушную смесь, которая создает зоны обратных токов. Воспламенение топливовоздушной смеси осуществляется от воспламенителя 8 - образуется основная зона горения. Вторичный воздух попадает в основную зону горения через отверстия в боковых стенках жаровой трубы. Среднее значение коэффициента избытка воздуха в основной зоне горения определяется по сумме расходов первичного и вторичного расходов воздуха и составляет 1,7÷1,8.

В заднюю часть зоны горения через форсунку 7 подводится топливо, средний коэффициент избытка воздуха в зоне горения резко понижается, опускаясь ниже порога горения (α<0,5). Чтобы пламя не погасло, концентрацию топлива делают неравномерной - на периферии концентрация топлива выше, чем в центре, что обеспечивается пространственной ориентацией форсунки: топливо подается вдоль внутренней поверхности жаровой трубы в окружном направлении.

Богатая смесь (α<0,5) смешивается с третичным воздухом, поступающим в жаровую трубу через смеситель 5. В зависимости от величины подачи топлива через форсунку 7 коэффициент избытка воздуха увеличивается до 1,1÷1,8. За стабилизаторами пламени 9 образуются зоны обратных токов. Факел пламени, являющийся продолжением основной зоны горения, поджигает смесь, находящуюся в зоне обратных токов, образуется форсажная зона горения.

Через задние ряды отверстий внутрь жаровой трубы поступает смесительный воздух, который формирует поле температур на выходе из камеры сгорания. Коэффициент α_Σ на выходе из камеры сгорания на форсированных режимах составляет 1,5÷2,5.

На нефорсированных режимах работы камеры подача топлива через форсунку 7 не производится. Горячий газ на выходе из основной зоны горения смешивается с третичным и смесительным воздухом, что ведет к снижению температуры газа и повышению α_Σ. Величина α_Σ в этом случае определяется величиной подачи топлива через форсунку 4. Коэффициент α_Σ на выходе из камеры сгорания составляет 2,5÷8.

Общее изменение α_Σ (на форсированных и нефорсированных режимах) составляет 1,5÷8. При необходимости (за счет изменения соотношений между первичным, вторичным, третичным и смесительным расходами воздуха) этот диапазон можно сдвигать, как в сторону богатых, так и в сторону бедных топливовоздушных смесей.

Для сокращения длины камеры сгорания вместо лепесткового смесителя можно рассмотреть вариант использования воздушного завихрителя (фиг. 2, где поз. 10 - воздушный завихритель). В этом случае можно рассчитывать на организацию зон обратных токов, что позволит отказаться от стабилизаторов пламени.

Условием сохранения режима работы камеры сгорания при переходе от одной зоны горения к двум и обратно является сохранение количества подводимой теплоты Q=const (основная зона горения при отсутствии форсажной должна обеспечить заданную температуру на выходе из камеры сгорания), из которого следует

где F₂ и F₁ - площади миделей широкой и узкой частей жаровой трубы; α_2max и α_1min - предельные (максимальный и минимальный) коэффициенты избытка воздуха в форсажной и основной зонах горения.

Принимая во внимание, что минимальные коэффициенты избытка воздуха углеводородных топливовоздушных смесей составляют менее единицы, а максимальные - не более двух, отношение площадей миделей широкой и узкой частей жаровой трубы должно составлять 1,5÷2.

На фиг. 3 показана типовая характеристика полноты сгорания предлагаемой камеры, построенная на основе типовых характеристик основных и форсажных камер сгорания ГТД.

Применение камеры сгорания позволит расширить возможности применения ГТД по высотам и скоростям полета, улучшить тягово-экономические характеристики ГТД.

Claims

1. Камера сгорания авиационного газотурбинного двигателя, содержащая корпус, входной диффузор, жаровую трубу с отверстиями, на входе в которую расположены воздушные завихрители и топливные форсунки, воспламенитель, отличающаяся тем, что жаровая труба состоит их двух частей: узкой и широкой, в конце узкой части расположены топливные форсунки, на входе в широкую часть - газовоздушный смеситель.

2. Камера сгорания авиационного газотурбинного двигателя по п. 1, отличающаяся тем, что отношение площадей миделей широкой и узкой частей жаровой трубы составляет 1,5÷2.

3. Камера сгорания авиационного газотурбинного двигателя по п. 1, отличающаяся тем, что в качестве газовоздушного смесителя используется лепестковый смеситель.

4. Камера сгорания авиационного газотурбинного двигателя по п. 1, отличающаяся тем, что в качестве газовоздушного смесителя используется воздушный завихритель.

5. Камера сгорания авиационного газотурбинного двигателя по п. 1, отличающаяся тем, что внутри жаровой трубы расположены стабилизаторы пламени.

6. Камера сгорания авиационного газотурбинного двигателя по п. 1, отличающаяся тем, что топливо через форсунки, расположенные в конце узкой части жаровой трубы, подается вдоль внутренней поверхности жаровой трубы в окружном направлении.