RU2632353C2 - Блок камеры сгорания газотурбинного двигателя с переменной подачей воздуха - Google Patents

Блок камеры сгорания газотурбинного двигателя с переменной подачей воздуха Download PDF

Info

Publication number
RU2632353C2
RU2632353C2 RU2015116608A RU2015116608A RU2632353C2 RU 2632353 C2 RU2632353 C2 RU 2632353C2 RU 2015116608 A RU2015116608 A RU 2015116608A RU 2015116608 A RU2015116608 A RU 2015116608A RU 2632353 C2 RU2632353 C2 RU 2632353C2
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
combustion chamber
wall
gas turbine
turbine engine
casing
Prior art date
Application number
RU2015116608A
Other languages
English (en)
Other versions
RU2015116608A (ru
Inventor
Бернар КАРРЕР
Original Assignee
Тюрбомека
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Тюрбомека filed Critical Тюрбомека
Publication of RU2015116608A publication Critical patent/RU2015116608A/ru
Application granted granted Critical
Publication of RU2632353C2 publication Critical patent/RU2632353C2/ru

Links

Images

Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
    • F02C7/00—Features, components parts, details or accessories, not provided for in, or of interest apart form groups F02C1/00 - F02C6/00; Air intakes for jet-propulsion plants
    • F02C7/20—Mounting or supporting of plant; Accommodating heat expansion or creep
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
    • F02C3/00—Gas-turbine plants characterised by the use of combustion products as the working fluid
    • F02C3/04—Gas-turbine plants characterised by the use of combustion products as the working fluid having a turbine driving a compressor
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
    • F02C7/00—Features, components parts, details or accessories, not provided for in, or of interest apart form groups F02C1/00 - F02C6/00; Air intakes for jet-propulsion plants
    • F02C7/22—Fuel supply systems
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
    • F02C7/00—Features, components parts, details or accessories, not provided for in, or of interest apart form groups F02C1/00 - F02C6/00; Air intakes for jet-propulsion plants
    • F02C7/26—Starting; Ignition
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
    • F23R—GENERATING COMBUSTION PRODUCTS OF HIGH PRESSURE OR HIGH VELOCITY, e.g. GAS-TURBINE COMBUSTION CHAMBERS
    • F23R3/00—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel
    • F23R3/02—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the air-flow or gas-flow configuration
    • F23R3/04—Air inlet arrangements
    • F23R3/045—Air inlet arrangements using pipes
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
    • F23R—GENERATING COMBUSTION PRODUCTS OF HIGH PRESSURE OR HIGH VELOCITY, e.g. GAS-TURBINE COMBUSTION CHAMBERS
    • F23R3/00—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel
    • F23R3/28—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the fuel supply
    • F23R3/34—Feeding into different combustion zones
    • F23R3/346—Feeding into different combustion zones for staged combustion
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
    • F23R—GENERATING COMBUSTION PRODUCTS OF HIGH PRESSURE OR HIGH VELOCITY, e.g. GAS-TURBINE COMBUSTION CHAMBERS
    • F23R3/00—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel
    • F23R3/02—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the air-flow or gas-flow configuration
    • F23R3/04—Air inlet arrangements
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
    • F23R—GENERATING COMBUSTION PRODUCTS OF HIGH PRESSURE OR HIGH VELOCITY, e.g. GAS-TURBINE COMBUSTION CHAMBERS
    • F23R3/00—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel
    • F23R3/28—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the fuel supply
    • F23R3/34—Feeding into different combustion zones

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Fuel-Injection Apparatus (AREA)
  • Cylinder Crankcases Of Internal Combustion Engines (AREA)
  • Supercharger (AREA)
  • Combustion Methods Of Internal-Combustion Engines (AREA)
  • Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)

Abstract

Изобретение относится к блоку камеры сгорания газотурбинного двигателя, содержащему корпус, камеру сгорания и, по меньшей мере, один топливный инжектор для запуска газотурбинного двигателя. Камера сгорания образована двумя стенками вращения, а именно, внутренней стенкой и внешней стенкой, протягивающимися одна внутри другой и соединяемыми посредством кольцевой стенки основания камеры. Внешняя стенка камеры прикреплена к кольцевой внешней стенке корпуса. Инжектор присоединен к кольцевой внешней стенке корпуса и содержит оболочку для зажигания топлива, протягивающуюся внутри корпуса последовательно через отверстие в стенке корпуса и отверстие во внешней стенке камеры сгорания перед раскрытием в упомянутую камеру. По меньшей мере, одна стенка оболочки зажигания, которая протягивается между стенкой корпуса и стенкой камеры сгорания, снабжена, по меньшей мере, одним воздухозаборным отверстием. Блок камеры сгорания характеризуется тем, что внешняя стенка камеры сгорания жестко соединена с устройством для перекрытия воздухозаборного отверстия(-ий) согласно состоянию термического расширения камеры сгорания. Изобретение направлено на создание камеры сгорания с топливными инжекторами, в которых подача воздуха является переменной, согласно фазе работы двигателя. 2 н. и 10 з.п. ф-лы, 13 ил.

Description

Область техники, к которой относится изобретение
Изобретение, в общем, относится к области техники газотурбинных двигателей, а более конкретно к монтажу устройства впрыска топлива на корпус газотурбинного двигателя и к камере сгорания.
Предшествующий уровень техники
Со ссылкой на фиг.1 газотурбинные двигатели 1 традиционно содержат камеру 10 сгорания и распределитель 20, размещенный в корпусе 30, камера сгорания определяется стенками вращения, а именно внешней стенкой 14 и внутренней стенкой 12, протягивающимися одна внутри другой и соединяемыми посредством кольцевой нижней стенки 17 камеры.
Корпус также имеет внутреннюю стенку 32 и внешнюю стенку 31, к которой соответственно прикреплены внутренняя 12 и внешняя стенки 14 камеры сгорания.
Смесь воздуха и топлива впрыскивается в камеру сгорания через множество инжекторов 18, установленных в нижней стенке камеры, и распределяется по всей окружности упомянутой стенки.
Несколько типов инжекторов размещены в камере сгорания, среди которых запускающие инжекторы, которые содержат распылительную форсунку, впрыскивающую воздушно-топливную смесь, и свеча зажигания, зажигающая упомянутую смесь.
Чтобы характеризовать инжекторы, используется величина, известная как число потока (FN), которое равно скорости потока в л/ч инжектора, поделенной на давление в барах впрыснутой смеси. Запускающие инжекторы имеют число потока, обычно находящееся между 1,2 и 1,5.
Другие инжекторы выделены для фаз после запуска: для фаз кратковременного ускорения или замедления и для фаз установившегося состояния во время полета. Эти инжекторы имеют гораздо более высокое число потока, находящееся между 9 и 10, т.е. их расход потока для впрыска топлива является более высоким.
Тем не менее, какими бы не были существующие инжекторы, их требование к воздуху для гарантирования сжигания топлива, изменяется согласно фазе газотурбинного двигателя.
А именно, при запуске газотурбинного двигателя инжекторы должны получать значительный объем воздуха, чтобы поджигать топливо.
Наоборот, в ходе фаз после запуска, обычно во время фазы установившегося состояния полета, требование к воздуху уменьшается, и не является целесообразным привлекать такой значительный объем воздуха, как для запуска. С другой стороны, более целесообразно получать меньший объем воздуха, так что поток воздуха, не забранный инжекторами, может служить для других применений, таких как, в частности, охлаждение двигателя.
Сущность изобретения
Задачей изобретения является разработка блока камеры сгорания газотурбинного двигателя, содержащего камеру сгорания, снабженную топливными инжекторами, снабженными воздухом в переменном режиме согласно фазе работы двигателя.
Для решения задачи предложен блок камеры сгорания газотурбинного двигателя, содержащий корпус, камеру сгорания и, по меньшей мере, один топливный инжектор для запуска газотурбинного двигателя,
камера сгорания определяется двумя стенками вращения, а именно, внутренней стенкой и внешней стенкой, протягивающимися одна внутри другой и соединяемыми посредством кольцевой нижней стенки камеры, внешняя стенка камеры прикрепляется к кольцевой внешней стенке корпуса,
инжектор присоединяется к кольцевой внешней стенке корпуса и содержит оболочку зажигания топлива, протягивающуюся внутри корпуса последовательно через отверстие в стенке корпуса и отверстие во внешней стенке камеры сгорания, перед открытием в упомянутую камеру, по меньшей мере, одна стенка оболочки для зажигания, протягивающаяся между стенкой корпуса и стенкой камеры сгорания, снабжается, по меньшей мере, одним воздухозаборным отверстием,
блок камеры сгорания характеризуется тем, что внешняя стенка камеры сгорания жестко соединена с устройством для перекрывания воздухозаборного отверстия(-ий) согласно состоянию термического расширения камеры сгорания.
Преимущественно, но не обязательно, газотурбинный двигатель согласно изобретению может дополнительно содержать, по меньшей мере, одну из следующих характеристик:
- перекрывающее устройство размещено вплотную к стенке оболочки зажигания и в скользящем соотношении с ней,
- перекрывающее устройство имеет форму, чтобы перекрывать, по меньшей мере, некоторое воздухозаборное отверстие(-я) в состоянии термического расширения, называемом "горячим состоянием" камеры сгорания, соответствующем фазе после запуска газотурбинного двигателя,
- перекрывающее устройство имеет форму, чтобы перекрывать, по меньшей мере, определенные воздухозаборные отверстия в состоянии термического расширения, называемом "холодным состоянием" камеры сгорания, соответствующем фазе остановки газотурбинного двигателя,
- устройство для перекрытия воздухозаборного отверстия(-ий) является кожухом, окружающим стенку оболочки зажигания,
- стенка оболочки зажигания снабжена треугольным воздухозаборным отверстием, и кожух снабжен прямоугольным окном шириной, большей или равной основанию треугольника и высотой, большей или равной высоте треугольника,
- стенка оболочки зажигания снабжена множеством воздухозаборных отверстий, упомянутые отверстия являются круглыми или продолговатыми, кожух снабжается щелями, расположенными равномерно с промежутками, промежуток между двумя соседними щелями имеет ширину, большую или равную диаметру или высоте воздухозаборного отверстия(-ий),
- ширина щели кожуха больше или равна диаметру или высоте воздухозаборного отверстия(-ий),
- воздухозаборное отверстие(-я) являются круглыми отверстиями, распределенными вдоль множества параллельных линий на стенке оболочки зажигания, или продолговатыми параллельными вентиляционными отверстиями, и щели и промежутки между двумя соседними щелями кожуха протягиваются вдоль направления, параллельного направлению линий, сформированной посредством отверстий или продолговатых вентиляционных отверстий,
- воздухозаборное отверстие(-я) являются круглыми отверстиями, распределенными вдоль множества параллельных линий на стенке оболочки зажигания, или являются продолговатыми параллельными вентиляционными отверстиями, и в которых щели и промежутки между двумя соседними щелями кожуха протягиваются вдоль одного направления, наклоненного относительно направления линий, сформированных отверстиями или продолговатыми вентиляционными отверстиями, на угол, находящийся строго между 0 и 90°,
- камера сгорания имеет реверсивный тип,
- каждый топливный инжектор, кроме того, приспособлен, чтобы снабжать камеру сгорания во время фазы после запуска газотурбинного двигателя.
Изобретение также относится к газотурбинному двигателю, содержащему блок камеры сгорания согласно изобретению.
Настоящее изобретение достигает вышеупомянутой цели благодаря устройству для перекрытия воздухозаборного отверстия(-ий), которое перемещается, чтобы перекрывать или освобождать упомянутые отверстия согласно состоянию термического расширения камеры сгорания, соответствующего рабочему состоянию газотурбинного двигателя.
Краткое описание чертежей
Другие характеристики, цели и преимущества изобретения станут очевидны из описания, приводимого в качестве неограничительного варианта осуществления со ссылками на чертежи, на которых:
Фиг.1 представляет вид в разрезе газотурбинного двигателя на уровне камеры сгорания.
Фиг.2 представляет инжектор типа, используемого в блоке камеры сгорания согласно изобретению.
Фиг.3a и 3b представляют блок камеры сгорания согласно варианту осуществления изобретения в двух рабочих состояниях газотурбинного двигателя.
Фиг.4a и 4b представляют блок камеры сгорания на фиг.3a и 3b в поперечном сечении в двух рабочих состояниях газотурбинного двигателя.
Фиг.5 представляет блок камеры сгорания согласно другому варианту осуществления изобретения.
Фиг.6a и 6b схематично представляют другой вариант осуществления блока камеры сгорания в двух рабочих состояниях газотурбинного двигателя.
Фиг.6c представляет неперекрытую секцию выпускного отверстия на фиг.6a и 6b согласно состоянию расширения газотурбинного двигателя.
Фиг.7a и 7b схематично представляют разновидность варианта осуществления на фиг.6a и 6b в двух рабочих состояниях газотурбинного двигателя.
Фиг.7c представляет неперекрытую секцию выпускного отверстия на фиг.7a и 7b как функцию состояния расширения газотурбинного двигателя.
Подробное описание, по меньшей мере, одного варианта осуществления изобретения
Согласно фиг.1, газотурбинный двигатель 1 содержит камеру 10 сгорания, размещенную в корпусе 30, камера сгорания определяется стенками вращения, а именно, внешней стенкой 14 и внутренней стенкой 12, протягивающимися одна внутри другой и соединяемыми посредством кольцевой нижней стенки 16 камеры.
Корпус имеет кольцевую внутреннюю стенку 32 и кольцевую внешнюю стенку 31, к которой соответственно прикреплены внутренняя 12 и внешняя стенки 14 камеры сгорания.
Камера 10 сгорания имеет преимущественно реверсивный тип, т.е. тип, в котором камера, как правило, имеет U-образное сечение для откачивания воздуха и продуктов сгорания по направлению выше по потоку от газотурбинного двигателя относительно его оси в направлении турбины.
Камера 10 сгорания предпочтительно содержит множество запускающих инжекторов 100, расположенных, как описано далее в данном документе, на уровне кольцевой внешней стенки 14 камеры сгорания.
Со ссылкой на фиг.2 представлен такой запускающий инжектор 100 камеры сгорания. Указанный выше инжектор содержит свечу 101 зажигания для зажигания топлива и впускное отверстие 102 для подачи топлива.
Свеча 101 зажигания и впускное отверстие 102 для подачи топлива проникают в крышку 103 инжектора, предназначенную, чтобы прикрепляться на внешнюю стенку 31 корпуса газотурбинного двигателя.
Оболочка 104, в которой выполняется зажигание топлива, прежде чем упомянутое топливо проникнет в камеру сгорания, протягивается, выступая из крышки 103.
Как может быть видно на фиг.3a и 3b, оболочка проникает в корпус 30 через отверстие 33, сформированное в его внешней стенке 31. Оболочка 104 протягивается в промежуток 40, содержащийся между корпусом 30 и камерой 10 сгорания, в котором поток воздуха может протекать во время работы газотурбинного двигателя.
Оболочка также проникает в камеру 10 сгорания через отверстие 13, сформированное во внешней стенке 14 камеры.
Инжектор 100 может быть сформирован различными способами, которые не являются предметом изучения настоящего изобретения, но предпочтительно содержит, по меньшей мере, один отсек, содержащий топливный инжектор, и в который проникает один конец свечи зажигания, чтобы поджигать топливо. Отверстие 105 сформировано в основании оболочки, находящемся внутри камеры сгорания (видимо на фиг.3a и 3b), чтобы предоставлять возможность отвода зажженного топлива в камеру сгорания.
Инжектор 100 может, согласно конкретному варианту осуществления, содержать в оболочке 104 схему зажигания топлива, как и ранее, и вторую схему, приспособленную, чтобы зажигать поток топлива с более высокой скоростью и снабжать камеру сгорания газотурбинного двигателя, включая в себя период фаз после запуска двигателя.
Оболочка 104 содержит, помимо выпускного отверстия 105, на фрагменте своей стенки 106, содержащейся в промежутке 40, по меньшей мере, одно воздухозаборное отверстие 107.
Отверстия могут принимать форму продолговатых вентиляционных отверстий, как на фиг.2 или фиг.5, или круглых вентиляционных отверстий, равномерно распределенных и выровненных вдоль упомянутой стенки, как может быть видно на фиг.3a и 3b.
Альтернативно, стенка 106 может нести единственное воздухозаборное отверстие 107, как иллюстрировано на фиг.6a, 6b и 7a, 7b, это отверстие имеет ширину проема, которая является переменной с его расстоянием относительно внешней стенки 14 камеры сгорания, например, увеличивающуюся или уменьшающуюся.
Ширина привязана к среднему значению размера, измеренного поперечно оси, вдоль которой оболочка 104 протягивается. Далее в данном документе высота привязана к среднему значению размера, измеренного вдоль упомянутой оси.
В качестве неограничивающего примера, это отверстие может принимать форму треугольника, верх которого ориентирован по направлению к внешней стенке 14 камеры сгорания, как на фиг.6a и 6b, или верх которого ориентирован противоположным способом от упомянутой стенки, как на фиг.7a и 7b.
Возвращаясь к фиг.3a и 3b, устройство для перекрытия 50 отверстия(-ий) 107 жестко соединено с внешней стенкой 14 камеры сгорания и в скользящем взаимодействии относительно оболочки 104.
Оно предпочтительно, но неограничивающим образом присоединено к внешней стенке 14 камеры сгорания, по периметру отверстия 13, выполненного в ней, чтобы принимать основание оболочки 104. Альтернативно, перекрывающее устройство может быть сформировано как одно целое со стенкой 14 камеры сгорания.
Перекрывающее устройство 50 является предпочтительно кожухом 51, выступающим из стенки 14 камеры сгорания к внешней стенке 31 корпуса и окружающим оболочку 104, в то же время находясь в контакте с ней поверх фрагмента ее стенки 106, содержащейся в промежутке 40.
Кожух дополнительно содержит, по меньшей мере, одну щель, предпочтительно множество щелей 52, делающих возможным освобождение или перекрытие всех или части отверстий 107 стенки 104.
Кожух может быть сформирован различными способами.
На фиг.3a и 3b отверстия 107 стенки являются круглыми отверстиями, выровненными вдоль множества параллельных линий вдоль стенки оболочки. Щели 52 кожуха могут быть сформированы, чтобы полностью перекрывать или освобождать отверстия 107 согласно соответствующим положениям отверстий 107 и щелей 52.
Например, щели 52 кожуха могут иметь ориентацию, параллельную расстановке отверстий 107, и иметь ширину, большую или равную диаметру отверстий 107. Таким образом, как на фиг.3a, если щели находятся напротив отверстий, все отверстия 107 такого же размещения являются открытыми и раскрывающимися на промежуток 40.
Промежутки 53 между двумя последовательными щелями 52 кожуха могут также иметь ширину, большую или равную диаметру отверстий, с тем, чтобы полностью перекрывать отверстия 107 такого же размещения, когда щели 52 не находятся напротив упомянутых отверстий.
Данный случай представлен на фиг.3b.
Аналогичным образом, на фиг.5, отверстия 107 оболочки 104 могут быть продолговатыми вентиляционными отверстиями, и в этом случае щели 52 кожуха 51 могут иметь, по меньшей мере, ту же длину, а также ту же ширину, тот же интервал и ту же ориентацию, что и вентиляционные отверстия 107. Это делает возможным, как и ранее, перекрытие или освобождение в одно и то же время всех щелей.
Являются ли воздухозаборные отверстия 107 оболочки 104 круглыми или продолговатыми вентиляционными отверстиями, щели 52 кожуха могут также быть наклонены относительно размещения отверстий или ориентации вентиляционных отверстий, так, чтобы перекрывать только часть упомянутых отверстий, даже когда щели находятся напротив отверстий.
Это делает возможным, для небольшого перемещения кожуха 51, сохранение более высокого потока воздуха, чем если бы щели были не наклонены.
Например, щели могут быть наклонены на 0-90° относительно ориентации размещения отверстий.
Другой вариант осуществления схематично представлен на фиг.6a и 6b; оболочка 104 тогда содержит треугольное воздухозаборное отверстие 107, верх которого ориентирован по направлению к внешней стенке 14 камеры сгорания.
Щель 52, сформированная внутри кожуха, тогда является прямоугольным окном шириной, большей или равной основанию треугольника 107, и высотой, большей или равной высоте треугольника. Высота треугольника соответствует преимущественно максимальному перемещению кожуха, например, 1,25 мм.
На фиг.7a и 7b воздухозаборный треугольник 107 имеет верх напротив внешней стенки 14 камеры сгорания, и, как и ранее, окно 52 кожуха также является прямоугольным, с высотой, большей или равной высоте треугольника, и шириной, большей или равной основанию треугольника.
Скользящее соотношение кожуха 51 относительно оболочки 104 объясняется далее в данном документе со ссылкой на фиг.4a и 4b. Как указано ранее, кожух 51 жестко присоединен к внешней стенке 14 камеры сгорания.
Эта стенка не прикреплена к оболочке 104, инжектор закрепляется единственно на корпус, так что он может также двигаться относительно оболочки 104.
Тем не менее, эта стенка подвергается термическому расширению, которое является переменным согласно рабочим фазам камеры сгорания. Когда газотурбинный двигатель остановлен, камера сгорания находится в состоянии термического расширения, называемом "холодным состоянием", состоянии, представленном на фиг.4a.
Запуск газотурбинного двигателя, затем его работа в фазе после запуска (взлет, фаза установившегося состояния, приземление) вызывают нагрев камеры сгорания, так что камера расширяется, и стенка 14 перемещается по направлению к корпусу.
Это состояние термического расширения достигает экстремального состояния, называемого "горячим состоянием", в течение фазы после запуска газотурбинного двигателя, это состояние представляется на фиг.4b. В этом состоянии стенка 14 может перемещаться на общее расстояние порядка 1,25 мм по направлению к корпусу.
Перекрывающее устройство 50 жестко соединено с упомянутой стенкой, оно также движется в скользящем взаимодействии относительно оболочки, согласно перемещению стенки 14.
Таким образом, согласно состоянию термического расширения камеры сгорания и соответствующим геометриям отверстий 107 и щелей 52, относительное перемещение перекрывающего устройства относительно стенки 14 ведет к перекрыванию или освобождению всех или части отверстий.
Очевидно, воздухозаборное отверстие(-я) 107 и щели 52 задаются с размерами согласно перемещению кожуха, создаваемому посредством термического расширения камеры сгорания. Например, для перемещения на 1,25 мм между "холодным" состоянием и "горячим" состоянием возможно предусматривать, что воздухозаборное отверстие(-я) имеют высоту – в случае продолговатых вентиляционных отверстий или треугольника – или диаметр – в случае круглых отверстий – менее 1,25 мм, преимущественно порядка 1,25 мм, и что щели 52 и, если необходимо, промежутки 53 между ними имеют ширину ниже 1,25 мм, преимущественно порядка 1,25 мм.
Устройство для перекрывания воздуха 50, подвижное, согласно состоянию термического расширения камеры сгорания, делает возможным регулировки объема воздуха, чтобы зажигать топливо согласно рабочему состоянию камеры.
В действительности, при запуске газотурбинного двигателя большой объем воздуха, как правило, требуется, чтобы сжигать достаточный объем топлива, чтобы зажигать камеру сгорания.
Когда газотурбинный двигатель находится в режиме после запуска, это требование по воздуху уменьшается. Кроме того, полезно сохранять этот воздух для другого использования, такого как, например, охлаждение газотурбинного двигателя.
Таким образом, особенно полезно формировать устройство 50 перекрытия воздуха так, что в "холодном" состоянии (без термического расширения), отверстия 107 находятся в состоянии минимального перекрытия, например, так, что отверстие не перекрыто.
В этом случае термическое расширение камеры 10 и изменение положения кожуха 51 ведут к уменьшению в заборе воздуха посредством перекрывания всех или части отверстий 107, когда газотурбинный двигатель работает.
Этот результат может быть получен, например, посредством регулирования ширины промежутка 54 между стенкой камеры 14 сгорания и первой щелью 52.
Альтернативно, возможно предусмотреть по другим причинам форму воздухозаборного устройства 50 так, что состояние минимального перекрытия отверстий 107 соответствует состоянию "горячего" расширения газотурбинного двигателя.
Данный случай представлен на фиг.6a-6c и на фиг.7a-7c.
Кроме того, желаемое изменение в подаче воздуха между холодным состоянием и горячим состоянием зависит от геометрии, применяемой для воздухозаборных отверстий 107 и щели(-ей) 52 кожуха.
Например, со ссылкой на фиг.6c, в холодном состоянии, отверстие 107 практически полностью перекрыто, а открытая секция отверстия, таким образом, практически равна нулю. Поскольку отверстие имеет треугольную геометрию, ориентированную по направлению к стенке 14 камеры сгорания, открытая секция увеличивается пропорционально квадрату перемещения кожуха, т.е. сначала очень постепенно, затем все более и более быстро.
На фиг.7c, наоборот, отверстие 107 имеет форму треугольника, ориентированного противоположным способом от стенки 14 камеры сгорания. Открытая секция отверстия является полиномиальной функцией перемещения кожуха и сначала увеличивается быстро, затем более спокойным образом (то же перемещение кожуха ведет к меньшему увеличению секции).
Геометрия отверстия(-ий) 107, а также щели(-ей) кожуха могут, таким образом, быть адаптированы согласно требуемому расходу воздуха для инжектора.
Наконец, возможно объединять варианты осуществления, описанные выше, чтобы иметь, например, в одно и то же время круглые отверстия, отверстия в форме продолговатых вентиляционных отверстий и/или треугольного отверстия, геометрия кожуха адаптируется к упомянутым отверстиям.
Таким образом, предложен блок камеры сгорания, содержащий корпус газотурбинного двигателя, в котором размещена камера сгорания и, по меньшей мере, один инжектор для запуска газотурбинного двигателя, в котором подача воздуха является переменной согласно рабочему состоянию газотурбинного двигателя.

Claims (17)

1. Блок камеры сгорания газотурбинного двигателя, содержащий корпус (30), камеру (10) сгорания и, по меньшей мере, один топливный инжектор (100) для запуска газотурбинного двигателя (1),
упомянутая камера (10) сгорания образована двумя стенками вращения, а именно внутренней стенкой (12) и внешней стенкой (14), проходящими одна внутри другой и соединяемыми посредством кольцевой нижней стенки (16) камеры, причем внешняя стенка (14) камеры выполнена с возможностью прикрепления к кольцевой внешней стенке (31) корпуса,
инжектор выполнен с возможностью присоединения к кольцевой внешней стенке корпуса (31), содержит оболочку (104) для зажигания топлива, проходящую внутри корпуса (30) последовательно через отверстие (33) в стенке (31) корпуса и отверстие (13) во внешней стенке (14) камеры сгорания, перед раскрытием в упомянутую камеру, причем по меньшей мере, одна стенка (106) оболочки (104) зажигания, проходящая между стенкой (31) корпуса и стенкой (14) камеры сгорания, снабжена, по меньшей мере, одним воздухозаборным отверстием (107),
отличающийся тем, что внешняя стенка (14) камеры сгорания жестко соединена с устройством для перекрытия (50) воздухозаборного отверстия(-ий) (107) согласно состоянию термического расширения камеры (10) сгорания.
2. Блок камеры сгорания по п. 1, в котором перекрывающее устройство (50) размещено вплотную к стенке (106) оболочки зажигания и находится в скользящем соотношении с ней.
3. Блок камеры сгорания по п. 1, в котором перекрывающее устройство (50) имеет форму, обеспечивающую перекрывания, по меньшей мере, части воздухозаборных отверстий (107) в состоянии термического расширения, называемом «горячим состоянием» камеры (10) сгорания, соответствующим фазе после запуска газотурбинного двигателя (1).
4. Блок камеры сгорания по п. 1, в котором перекрывающее устройство (50) имеет форму, обеспечивающую перекрытие, по меньшей мере, части воздухозаборных отверстий (107) в состоянии термического расширения, называемом «холодным состоянием» камеры (10) сгорания, соответствующим фазе остановки газотурбинного двигателя (1).
5. Блок камеры сгорания по п. 1, в котором устройство для перекрывания (50) воздухозаборного отверстия(-ий) (107) является кожухом (51), окружающим стенку (106) оболочки (104) зажигания.
6. Блок камеры сгорания по п. 5, в котором стенка (106) оболочки (104) зажигания снабжена треугольным воздухозаборным отверстием (107), и кожух снабжен прямоугольным окном (52) шириной, большей или равной основанию треугольника, и высотой, большей или равной высоте треугольника.
7. Блок камеры сгорания по п. 5, в котором стенка (106) оболочки (104) зажигания снабжена множеством воздухозаборных отверстий (107) круглой или продолговатой формы, причем кожух (51) снабжен щелями (52), расположенными с равномерными интервалами, а промежуток (53) между двумя соседними щелями (52) имеет ширину, большую или равную диаметру или высоте воздухозаборного отверстия(-ий) (107).
8. Блок камеры сгорания по п. 7, в котором ширина щели (53) кожуха больше или равна диаметру или высоте воздухозаборного отверстия(-ий) (107).
9. Блок камеры сгорания по п. 7, в котором воздухозаборные отверстия(-е) (107) являются круглыми или продолговатыми вентиляционными отверстиями, распределенными вдоль множества параллельных линий на стенке (106) оболочки (104) зажигания, причем щели (52) и промежутки (53) между двумя соседними щелями кожуха (51) проходят вдоль направления, параллельного направлению линий, сформированных отверстиями (107) или продолговатыми вентиляционными отверстиями.
10. Блок камеры сгорания по п. 7, в котором воздухозаборные отверстия(-е) (107) являются круглыми или продолговатыми параллельными, вентиляционными отверстиями, распределенными вдоль множества параллельных линий на стенке (106) оболочки (104) зажигания, причем щели и промежутки (53) между двумя соседними щелями (52) кожуха (51) проходят вдоль направления,
наклоненного относительно направления линий, сформированных отверстиями (107) или продолговатыми вентиляционными отверстиями, на угол, находящийся строго между 0 и 90°.
11. Блок камеры сгорания по п. 1, в котором камера (10) сгорания является камерой реверсивного типа.
12. Блок камеры сгорания по п. 1, в котором каждый топливный инжектор (100), дополнительно выполнен с возможностью снабжать камеру сгорания топливом в течение фазы после запуска газотурбинного двигателя.
13. Газотурбинный двигатель, содержащий блок камеры сгорания по п. 1.
RU2015116608A 2012-10-01 2013-09-17 Блок камеры сгорания газотурбинного двигателя с переменной подачей воздуха RU2632353C2 (ru)

Applications Claiming Priority (3)

Application Number Priority Date Filing Date Title
FR1259288 2012-10-01
FR1259288A FR2996285B1 (fr) 2012-10-01 2012-10-01 Ensemble de combustion de turbomachine a variation d'alimentation d'air.
PCT/FR2013/052125 WO2014053724A1 (fr) 2012-10-01 2013-09-17 Ensemble de combustion de turbomachine a variation d'alimentation d'air

Publications (2)

Publication Number Publication Date
RU2015116608A RU2015116608A (ru) 2016-11-20
RU2632353C2 true RU2632353C2 (ru) 2017-10-04

Family

ID=47356136

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2015116608A RU2632353C2 (ru) 2012-10-01 2013-09-17 Блок камеры сгорания газотурбинного двигателя с переменной подачей воздуха

Country Status (12)

Country Link
US (1) US10054056B2 (ru)
EP (1) EP2904324B1 (ru)
JP (1) JP6228607B2 (ru)
KR (1) KR102093954B1 (ru)
CN (1) CN104718413B (ru)
CA (1) CA2886298C (ru)
ES (1) ES2725826T3 (ru)
FR (1) FR2996285B1 (ru)
IN (1) IN2015DN03280A (ru)
PL (1) PL2904324T3 (ru)
RU (1) RU2632353C2 (ru)
WO (1) WO2014053724A1 (ru)

Families Citing this family (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR3028011A1 (fr) * 2014-10-30 2016-05-06 Turbomeca Architecture de combustion de carburant adaptee pour le ralenti et le demarrage rapide
FR3065059B1 (fr) * 2017-04-11 2020-11-06 Office National Detudes Rech Aerospatiales Foyer de turbine a gaz a geometrie variable auto-adaptative
FR3068113B1 (fr) 2017-06-27 2019-08-23 Safran Helicopter Engines Injecteur de carburant a jet plat pour une turbomachine d'aeronef
US11174792B2 (en) 2019-05-21 2021-11-16 General Electric Company System and method for high frequency acoustic dampers with baffles
US11156164B2 (en) 2019-05-21 2021-10-26 General Electric Company System and method for high frequency accoustic dampers with caps
US11415046B1 (en) * 2019-06-04 2022-08-16 United States Of America As Represented By The Secretary Of The Air Force Disk engine with circumferential swirl radial combustor

Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB2073400A (en) * 1980-04-02 1981-10-14 United Technologies Corp Fuel injector
US5177956A (en) * 1991-02-06 1993-01-12 Sundstrand Corporation Ultra high altitude starting compact combustor
JP2006010193A (ja) * 2004-06-25 2006-01-12 Japan Aerospace Exploration Agency ガスタービン燃焼器
US20100229557A1 (en) * 2009-03-13 2010-09-16 Kawasaki Jukogyo Kabushiki Kaisha Gas turbine combustor
RU2411385C2 (ru) * 2006-01-19 2011-02-10 Сименс Акциенгезелльшафт Управление топливным коэффициентом в устройстве сгорания с множеством трубопроводов подачи топлива
RU2435109C2 (ru) * 2006-02-27 2011-11-27 Снекма Камера сгорания и газотурбинный двигатель

Family Cites Families (13)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US2813397A (en) * 1957-01-02 1957-11-19 United Aircraft Corp Thermal expansion means for combustion chambers
US3048015A (en) * 1959-07-08 1962-08-07 Gen Motors Corp Combustion chamber support and igniter
DE2631619C3 (de) * 1976-07-14 1981-10-22 Audi Nsu Auto Union Ag, 7107 Neckarsulm Rotationskolbenmaschine, insbesondere Rotationskolben in Trochoidenbauart- Brennkraftmaschine
US4195476A (en) * 1978-04-27 1980-04-01 General Motors Corporation Combustor construction
US6382159B1 (en) * 2000-10-13 2002-05-07 J. Michael Shifflette Temperature and pressure activated pressure relieving spark plug
US6920762B2 (en) * 2003-01-14 2005-07-26 General Electric Company Mounting assembly for igniter in a gas turbine engine combustor having a ceramic matrix composite liner
US10422534B2 (en) * 2006-06-26 2019-09-24 Joseph Michael Teets Fuel air premix chamber for a gas turbine engine
US8171719B2 (en) * 2008-03-21 2012-05-08 Siemens Energy, Inc. Igniter assembly for a gas turbine
US8745987B2 (en) * 2010-10-28 2014-06-10 General Electric Company Late lean injection manifold
FR2991384B1 (fr) * 2012-06-01 2014-06-20 Snecma Circuit de fluide dans une turbomachine
FR2996288B1 (fr) * 2012-10-01 2014-09-12 Turbomeca Injecteur a double circuit de chambre de combustion de turbomachine.
US9441543B2 (en) * 2012-11-20 2016-09-13 Niigata Power Systems Co., Ltd. Gas turbine combustor including a premixing chamber having an inner diameter enlarging portion
WO2014137409A1 (en) * 2013-03-07 2014-09-12 Rolls-Royce Corporation Flexible bellows igniter seal for a gas turbine with a ceramic combustion liner

Patent Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB2073400A (en) * 1980-04-02 1981-10-14 United Technologies Corp Fuel injector
US5177956A (en) * 1991-02-06 1993-01-12 Sundstrand Corporation Ultra high altitude starting compact combustor
JP2006010193A (ja) * 2004-06-25 2006-01-12 Japan Aerospace Exploration Agency ガスタービン燃焼器
RU2411385C2 (ru) * 2006-01-19 2011-02-10 Сименс Акциенгезелльшафт Управление топливным коэффициентом в устройстве сгорания с множеством трубопроводов подачи топлива
RU2435109C2 (ru) * 2006-02-27 2011-11-27 Снекма Камера сгорания и газотурбинный двигатель
US20100229557A1 (en) * 2009-03-13 2010-09-16 Kawasaki Jukogyo Kabushiki Kaisha Gas turbine combustor

Also Published As

Publication number Publication date
IN2015DN03280A (ru) 2015-10-09
JP2015531471A (ja) 2015-11-02
US20150247459A1 (en) 2015-09-03
RU2015116608A (ru) 2016-11-20
CA2886298C (fr) 2020-04-21
WO2014053724A1 (fr) 2014-04-10
PL2904324T3 (pl) 2019-08-30
US10054056B2 (en) 2018-08-21
KR102093954B1 (ko) 2020-03-26
EP2904324B1 (fr) 2019-02-20
CA2886298A1 (fr) 2014-04-10
EP2904324A1 (fr) 2015-08-12
JP6228607B2 (ja) 2017-11-08
FR2996285A1 (fr) 2014-04-04
FR2996285B1 (fr) 2014-09-12
ES2725826T3 (es) 2019-09-27
CN104718413A (zh) 2015-06-17
CN104718413B (zh) 2016-06-15
KR20150065832A (ko) 2015-06-15

Similar Documents

Publication Publication Date Title
RU2632353C2 (ru) Блок камеры сгорания газотурбинного двигателя с переменной подачей воздуха
ES2909405T3 (es) Sistema de control de flujo de combustible y método de arranque de un motor
JP6170562B2 (ja) タービンエンジンの燃焼室のための２つの回路の噴射器
RU2646950C2 (ru) Система сгорания газотурбинного двигателя, содержащая усовершенствованный контур подачи топлива
JP5596730B2 (ja) 内燃機関の燃料噴射制御装置
JP5341175B2 (ja) 燃焼機関の副室ユニット
US10309322B2 (en) Control device for internal combustion engine
JP2015531448A5 (ru)
JP2016200150A (ja) 高スワールエンジン
EP3306063A1 (en) Control device for internal combustion engine and control method for internal combustion engine
JP6340752B2 (ja) 燃焼室内の流動制御装置
JP2015531471A5 (ru)
RU2435979C1 (ru) Двухимпульсный ракетный двигатель твердого топлива
JP6804373B2 (ja) エンジン
CN107448317B (zh) 控制内燃发动机的燃料喷雾持续时间的方法
EP4098857A1 (en) Ignition system
US20140007846A1 (en) Method for controlling catalytic converter heating measures in an internal combustion engine having two injectors per cylinder
US10801455B2 (en) Fuel injection nozzle
BRPI0620970A2 (pt) motor de combustão interna
US20140116378A1 (en) Intake and injection device, system, and internal combustion engine
JP4320345B2 (ja) 直噴形エンジンの制御装置
JP6280410B2 (ja) 制御装置
JP4457999B2 (ja) 筒内噴射式内燃機関
JP2019206960A (ja) 内燃機関
JP2020051254A (ja) 内燃機関制御装置

Legal Events

Date Code Title Description
PD4A Correction of name of patent owner