RU2771114C2 - Камера сгорания газотурбинного двигателя с саморегулирующейся переменной геометрией и газотурбинный двигатель, содержащий такую камеру сгорания - Google Patents

Камера сгорания газотурбинного двигателя с саморегулирующейся переменной геометрией и газотурбинный двигатель, содержащий такую камеру сгорания Download PDF

Info

Publication number
RU2771114C2
RU2771114C2 RU2019135837A RU2019135837A RU2771114C2 RU 2771114 C2 RU2771114 C2 RU 2771114C2 RU 2019135837 A RU2019135837 A RU 2019135837A RU 2019135837 A RU2019135837 A RU 2019135837A RU 2771114 C2 RU2771114 C2 RU 2771114C2
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
temperature
air
gas turbine
turbine engine
combustion chamber
Prior art date
Application number
RU2019135837A
Other languages
English (en)
Other versions
RU2019135837A (ru
RU2019135837A3 (ru
Inventor
Кристиан ГИН
Флорен ПОН
Original Assignee
Оффис Насьональ Д'Этюд Э Де Решерш Аэроспасьяль
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 Оффис Насьональ Д'Этюд Э Де Решерш Аэроспасьяль filed Critical Оффис Насьональ Д'Этюд Э Де Решерш Аэроспасьяль
Publication of RU2019135837A publication Critical patent/RU2019135837A/ru
Publication of RU2019135837A3 publication Critical patent/RU2019135837A3/ru
Application granted granted Critical
Publication of RU2771114C2 publication Critical patent/RU2771114C2/ru

Links

Images

Classifications

    • 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
    • F23R3/06—Arrangement of apertures along the flame tube
    • 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
    • F02C9/00—Controlling gas-turbine plants; Controlling fuel supply in air- breathing jet-propulsion plants
    • F02C9/16—Control of working fluid flow
    • F02C9/20—Control of working fluid flow by throttling; by adjusting vanes
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
    • F23N—REGULATING OR CONTROLLING COMBUSTION
    • F23N5/00—Systems for controlling combustion
    • F23N5/02—Systems for controlling combustion using devices responsive to thermal changes or to thermal expansion of a medium
    • F23N5/04—Systems for controlling combustion using devices responsive to thermal changes or to thermal expansion of a medium using bimetallic elements
    • F23N5/047—Systems for controlling combustion using devices responsive to thermal changes or to thermal expansion of a medium using bimetallic elements using mechanical means
    • 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
    • F23R3/10—Air inlet arrangements for primary air
    • F23R3/12—Air inlet arrangements for primary air inducing a vortex
    • F23R3/14—Air inlet arrangements for primary air inducing a vortex by using swirl vanes
    • 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
    • F23R3/16—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the air-flow or gas-flow configuration with devices inside the flame tube or the combustion chamber to influence the air or gas flow
    • F23R3/18—Flame stabilising means, e.g. flame holders for after-burners of jet-propulsion plants
    • F23R3/22—Flame stabilising means, e.g. flame holders for after-burners of jet-propulsion plants movable, e.g. to an inoperative position; adjustable, e.g. self-adjusting
    • 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
    • F23R3/26—Controlling the air flow
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2220/00—Application
    • F05D2220/30—Application in turbines
    • F05D2220/32—Application in turbines in gas turbines
    • F05D2220/323—Application in turbines in gas turbines for aircraft propulsion, e.g. jet engines
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2270/00—Control
    • F05D2270/30—Control parameters, e.g. input parameters
    • F05D2270/303—Temperature
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2270/00—Control
    • F05D2270/30—Control parameters, e.g. input parameters
    • F05D2270/313—Air temperature
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
    • Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
    • Y02T50/00—Aeronautics or air transport
    • Y02T50/60—Efficient propulsion technologies, e.g. for aircraft

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Physics & Mathematics (AREA)
  • Fluid Mechanics (AREA)
  • Control Of Turbines (AREA)
  • Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
  • Supercharger (AREA)
  • Air Supply (AREA)

Abstract

Камера сгорания газотурбинного двигателя с саморегулирующейся переменной геометрией содержит по меньшей мере одну систему переменного открывания для автоматического регулирования конфигурации горения внутри жаровой трубы (101) в зависимости от температуры воздуха, в частности воздуха, поступающего из компрессора. Регулирование происходит при помощи термочувствительного элемента, который управляет по меньшей мере одним сечением прохода в жаровую трубу для воздуха, который участвует в сжигании топлива или который участвует в эффективном разбавлении газов внутри жаровой трубы. Достигается усовершенствование автоматического регулирования конфигурации горения в камере сгорания газотурбинного двигателя для обеспечения оптимизации характеристик выбросов моноксида углерода и оксидов азота, а также КПД газотурбинного двигателя на разных режимах работы этого двигателя. 3 н. и 11 з.п. ф-лы, 10 ил.

Description

Изобретение относится к камере сгорания газотурбинного двигателя с саморегулирующейся переменной геометрией, а также к газотурбинному двигателю, содержащему такую камеру сгорания.
Известно, что горение топлива внутри жаровой трубы газотурбинного двигателя характеризуется выделением моноксида углерода, несгоревших частиц топлива и оксидов азота, количество которых меняется в зависимости от режима работы газотурбинного двигателя. В основном сильное увеличение выбросов моноксида углерода и несгоревших частиц топлива происходит при понижении режима работы, а увеличение выбросов оксидов азота происходит при повышении режима работы. Если газотурбинный двигатель является авиационным турбореактивным двигателем, режим большой мощности применяют при взлете и затем в полете на крейсерской скорости, тогда как режим малой мощности применяют при посадке и при рулении на земле, кроме того, он соответствует также условиям повторного запуска турбореактивного двигателя во время полета. Чтобы уменьшить эти выбросы при любом режиме мощности, было предложено использовать камеры сгорания газотурбинных двигателей с переменной геометрией. Такие камеры сгорания с переменной геометрией имеют по меньшей мере первый вход воздуха, поддерживающего горение, который выходит в жаровую трубу спереди по потоку, и по меньшей мере второй вход воздуха, поддерживающего горение, который выходит в жаровую трубу сзади по потоку. Подача воздуха, поддерживающего горение, в жаровую трубу увеличивается спереди по потоку и одновременно уменьшается сзади по потоку, когда режим мощности повышается, при этом горение происходит при обедненной топливом смеси, и подача воздуха, поддерживающего горение, в жаровую трубу уменьшается спереди по потоку и одновременно увеличивается сзади по потоку, когда режим мощности понижается, при этом горение происходит при обогащенной топливом смеси. Например, в документе FR 2 779 807 предложено использовать один или несколько клапанов или других затворных средств, чтобы автоматически контролировать поток воздуха, поддерживающего горение, входящий в жаровую трубу, в зависимости от давления воздуха в газотурбинном двигателе. Однако реализация переменной геометрии, описанной в документе FR 2 779 807, является сложной, приводит к увеличению габарита и массы, а также является трудно совместимой с условиями температуры, давления, вибрации и скорости воздушного потока, существующими в газотурбинном двигателе.
Кроме того, в документе FR 2 452 599 предложено автоматически регулировать воздушные потоки, огибающие жаровую трубу и предназначенные для охлаждения компонентов турбины, в частности, рабочих лопаток и лопаток статора. Автоматическое регулирование происходит в зависимости от параметров, таких как давление или температура воздуха, который выходит из компрессора газотурбинного двигателя. Например, на термочувствительных биметаллических пластинах установлены клапаны для изменения открытых сечений прохода воздуха, поступающего из компрессора. Регулирование осуществляется в зависимости от температуры охлаждающего воздуха, который поступает из компрессора. Однако концепция и устройства, описанные в документе FR 2 452 599, не соответствуют камерам сгорания с переменной геометрией для оптимизации горения в зависимости от режима работы двигателя.
С учетом этой ситуации задача изобретения состоит в усовершенствовании автоматического регулирования конфигурации горения в камере сгорания газотурбинного двигателя для обеспечения оптимизации характеристик выбросов моноксида углерода и оксидов азота, а также КПД газотурбинного двигателя на разных режимах работы этого двигателя.
Дополнительной задачей является обеспечение автоматического регулирования, которое является простым и надежным с учетом термических и вибрационных условий, существующих вблизи жаровой трубы, и которое не требует больших затрат.
Таким образом, первым объектом изобретения является камера сгорания газотурбинного двигателя, которая содержит:
- жаровую трубу;
- систему подачи воздуха, в частности, воздуха, выходящего из компрессора, которая расположена таким образом, чтобы питать жаровую трубу по меньшей мере одним воздушным потоком, имеющим переменную температуру; и
- по меньшей мере одну систему переменного открывания, содержащую:
- впускной канал, который расположен таким образом, чтобы пропускать в жаровую трубу воздушный поток, поступающий из системы подачи воздуха,
- подвижный затворный элемент, перемещение которого изменяет открытое сечение впускного канала; и
- термочувствительный элемент, форма которого меняется в зависимости от температуры этого термочувствительного элемента и который расположен в воздушном потоке между системой подачи воздуха и впускным каналом, и который соединен с затворным элементом таким образом, чтобы деформация термочувствительного элемента приводила к перемещению затворного элемента.
Согласно изобретению, впускной канал расположен относительно жаровой трубы таким образом, чтобы воздух, заходящий в эту жаровую трубу через этот впускной канал, был воздухом, участвующим в горении топлива, или воздухом, который участвует в эффективном разбавлении газов внутри жаровой трубы. Таким образом, камера сгорания турбины имеет переменную геометрию и, кроме того, является саморегулирующейся для автоматического регулирования конфигурации горения внутри жаровой трубы в зависимости от мощности рабочего режима камеры сгорания газотурбинного двигателя.
В частности, это позволяет обеспечивать чередование между первой конфигурацией горения при рабочем режиме малой мощности с зоной горения, богатой топливом, которая находится на дне жаровой трубы и за которой следует зона разбавления воздухом, и другой конфигурацией горения при рабочем режиме большой мощности, в которой горение характеризуется низким содержанием топлива и без зоны разбавления воздухом.
Воздух, который рассматривается в рамках изобретения и расход которого на входе в жаровую трубу регулируется автоматически в зависимости от температуры воздуха на входе жаровой трубы, является воздухом, участвующим в горении топлива или в разбавлении газов в жаровой трубе, или тем и другим. Иначе говоря, этот воздух, расход которого регулируется в соответствии с изобретением, позволяет изменять конфигурацию или геометрию горения, происходящего в камере сгорания газотурбинного двигателя.
Использование термочувствительного элемента, форма которого меняется в зависимости от температуры этого элемента и который механически соединен с затворным элементом для перемещения последнего, позволяет получить устройство регулирования, которое является простым, стойким в отношении термических и вибрационных условий, существующих вблизи жаровой трубы, и недорогим в реализации.
В различных вариантах осуществления термочувствительного элемента, он может содержать участок из сплава с эффектом запоминания формы или термочувствительное биметаллическое соединение.
В первых вариантах осуществления термочувствительного элемента сплав с эффектом запоминания формы имеет так называемую «низкотемпературную фазу», называемую мартенситной, и «высокотемпературную фазу», называемую аустенитной, и реверсивно переходит из одной фазы в другую при переходной температуре, которую называют мартенситной температурой. Участок такого сплава может иметь геометрические формы, отличающиеся между двумя фазами, при этом участок реверсивно меняет геометрическую форму, когда его температура переходит значение мартенситной температуры, повышаясь или понижаясь. Составы таких сплавов с эффектом запоминания формы хорошо известны специалисту в данной области и подробно описаны. В качестве примеров можно указать семейства сплавов титан-никель и медь-алюминий, обозначаемые по основным компонентам этих сплавов.
Во вторых вариантах осуществления термочувствительного элемента биметаллическое соединение состоит по меньшей мере из двух участков материалов, которые имеют соответствующие разные значения коэффициента теплового расширения и которые соединены друг с другом. Таким образом, относительное размерное изменение двух участков материалов, которое происходит при изменении температуры термочувствительного элемента, приводит к деформации этого элемента. В некоторых вариантах осуществления, которые предусмотрены для очень высоких температур, оба участка материалов биметаллического соединения могут быть скреплены при помощи холодного проката.
В первых вариантах осуществления системы переменного открывания термочувствительный элемент может быть выполнен с возможностью самостоятельного реверсивного приведения в действие затворного элемента. Иначе говоря, он может быть выполнен таким образом, чтобы сначала обеспечивать энергию, достаточную для перемещения затворного элемента из какого-либо первоначального положения, когда на этот термочувствительный элемент действует первое изменение температуры, начиная от первоначального значения температуры. Вместе с тем, он выполнен также таким образом, чтобы обеспечивать дополнительную энергию, достаточную для обратного перемещения затворного элемента, когда на этот термочувствительный элемент действует второе изменение температуры, следующее после первого изменения температуры и противоположное к нему, поэтому затворный элемент опять оказывается в своем первоначальном положении, когда температура термочувствительного элемента опять становится равной своему первоначальному значению.
Во вторых вариантах осуществления системы переменного открывания термочувствительный элемент может быть выполнен с возможностью самостоятельного приведения в действие затворного элемента только в одном направлении. В этом случае он должен быть комбинирован с возвратным органом, чтобы последний перемещал затворный элемент в обратном направлении, причем это перемещение ограничено термочувствительным элементом. Иначе говоря, термочувствительный элемент может быть тоже выполнен таким образом, чтобы обеспечивать энергию, достаточную для перемещения затворного элемента из первоначального положения, когда на этот термочувствительный элемент действует первое изменение температуры, начиная от первоначального значения температуры. Но в данном случае именно возвратный орган обеспечивает дополнительную энергию для обратного перемещения затворного элемента, когда на термочувствительный элемент действует второе изменение температуры, следующее после первого изменения температуры и противоположное к нему, поэтому затворный элемент опять оказывается в своем первоначальном положении, когда температура термочувствительного элемента опять становится равной своему первоначальному значению.
Первый тип вариантов осуществления изобретения относится к регулированию воздуха, поддерживающего горение, который поступает в жаровую трубу в ее переднюю часть. При этом первом типе вариантов осуществления система переменного открывания может быть расположена на завихрителе подачи воздуха системы впрыска жаровой трубы, чтобы изменять расход входного потока воздуха, поддерживающего горение, который поступает из системы подачи воздуха и который заходит в жаровую трубу через этот завихритель подачи воздуха. Этот завихритель находится в осевом направлении перед камерой сгорания по отношению к направлению общего потока воздуха в жаровой трубе во время работы. Затворный элемент может в этом случае содержать венец с отверстиями, который окружает сбоку завихритель подачи воздуха таким образом, что отверстия оказываются совмещенными или смещенными относительно каналов завихрителя подачи воздуха, чтобы изменять сечение доступа к каналам в зависимости от угла положения венца вокруг завихрителя подачи воздуха. Переменное сечение, получаемое таким образом для доступа к каналам завихрителя подачи воздуха, образует открытое сечение канала впуска.
Предпочтительно система переменного открывания может быть выполнена с возможностью уменьшения открытого сечения впускного канала, когда температура воздуха, поступающего из системы подачи воздуха, понижается, и с возможностью увеличения этого открытого сечения впускного канала, когда эта температура воздуха повышается. Случай понизившейся температуры воздуха питания соответствует рабочему режиму, который стал режимом меньшей мощности для газотурбинного двигателя, содержащего жаровую трубу, и случай повысившейся температуры воздуха соответствует рабочему режиму, который стал режимом большей мощности.
Этот первый тип вариантов осуществления изобретения можно комбинировать с вышеупомянутыми первыми или вторыми вариантами осуществления термочувствительного элемента, а также с вышеупомянутыми первыми или вторыми вариантами осуществления системы переменного открывания, при этом все комбинации включены в объем изобретения.
В частности, термочувствительный элемент может представлять собой по меньшей мере часть лопатки, установленной на венце, будучи расположенной в воздушном потоке, поступающем из системы подачи воздуха. В этом случае он может быть выполнен с возможностью придавать лопатке наклоны и/или направления кривизны, меняющиеся на обратные по меньшей мере между двумя значениями температуры воздуха, поступающего из системы подачи воздуха, чтобы поворачивать венец за счет аэродинамического усилия в одном направлении или в противоположном направлении вокруг завихрителя подачи воздуха.
В альтернативном варианте на венце может быть установлена по меньшей мере одна лопатка, которая находится в воздушном потоке, поступающем из системы подачи воздуха, и которая имеет фиксированные наклон или кривизну, чтобы поворачивать венец за счет аэродинамического усилий в положение покоя, образуя возвратный орган. При этом термочувствительный элемент может быть расположен таким образом, чтобы отводить венец из положения покоя, поворачивая его с преодолением усилия возвратного органа.
Второй тип вариантов осуществления изобретения относится к регулированию вторичного воздуха, который поступает в жаровую трубу в ее заднюю часть. При этом втором типе вариантов выполнения система переменного открывания может быть расположена таким образом, чтобы изменять расход входного потока вторичного воздуха, который поступает из системы подачи воздуха и который заходит в жаровую трубу через ее боковую стенку, по отношению к общему потоку воздуха в жаровой трубе во время работы.
Предпочтительно система переменного открывания может быть выполнена с возможностью увеличивать или обеспечивать открытое сечение впускного канала, когда температура воздуха, поступающего из системы подачи воздуха, понижается, и с возможностью уменьшать или закрывать открытое сечение впускного канала, когда эта температура воздуха повышается. Случай понизившейся (соответственно повысившейся) температуры воздуха питания соответствует рабочему режиму, который стал режимом меньшей (соответственно большей) мощности.
Этот второй тип вариантов осуществления изобретения можно комбинировать с вышеупомянутыми первыми или вторыми вариантами выполнения термочувствительного элемента, а также с вышеупомянутыми первыми или вторыми вариантами выполнения системы переменного открывания, при этом все комбинации включены в объем изобретения.
В частности, термочувствительный элемент может представлять собой часть рычага, установленного на затворном элементе, или часть реверсивного привода, который выполнен с возможностью перемещать затворный элемент. В этом последнем случае термочувствительный элемент может представлять собой часть лопатки, расположенной в воздушном потоке, поступающем из системы подачи воздуха. В этом случае термочувствительный элемент выполнен с возможностью придавать лопатке наклоны и/или направления кривизны, меняющиеся на обратные по меньшей мере между двумя значениями температуры воздуха, поступающего из системы подачи воздуха, чтобы перемещать затворный элемент за счет аэродинамического усилия в одном направлении или в противоположном направлении, чтобы реверсивно менять открытое сечение впускного канала.
В альтернативном варианте на рычаге, содержащем затворный элемент, может быть также установлена по меньшей мере одна лопатка, которая находится в воздушном потоке, поступающем из системы подачи воздуха, и которая имеет фиксированные наклон или кривизну, чтобы поворачивать венец за счет аэродинамического усилия в положение покоя, образуя возвратный орган. При этом термочувствительный элемент может быть расположен таким образом, чтобы отводить рычаг из положения покоя, поворачивая рычаг с преодолением усилия возвратного органа.
Заявленная камера сгорания газотурбинного двигателя может сочетать в себе регулировки воздуха, поддерживающего горение, и вторичного воздуха и может содержать одновременно первую систему переменного открывания, которая соответствует первому типу вариантов осуществления изобретения, и вторую систему переменного открывания, которая соответствует второму типу вариантов осуществления изобретения. Первая и вторая системы переменного открывания выполнены с возможностью изменять одновременно открытое сечение впускного канала первой системы переменного открывания и открытое сечение впускного канала второй системы переменного открывания в направлениях изменения, которые являются противоположными, когда меняется температура воздушного потока, в котором расположены термочувствительные элементы двух систем переменного открывания. Предпочтительно открытые сечения двух впускных каналов меняются одновременно таким образом, чтобы общий массовый расход воздуха, заходящего в жаровую трубу, оставался по существу постоянным во время одновременных изменений двух систем переменного открывания. Кроме того, общая потеря напора, которая происходит для этого общего воздушного потока, поступающего в жаровую трубу, предпочтительно может быть тоже постоянной во время одновременных изменений двух систем переменного открывания.
Кроме того, использование термочувствительных элементов одного вида в системах переменного открывания, которые расположены в передней и задней частях жаровой трубы, обеспечивает автоматическую синхронизацию изменений расходов воздуха, которыми управляют эти системы.
Вторым объектом изобретения является газотурбинный двигатель, который содержит воздушный компрессор, камеру сгорания газотурбинного двигателя, являющуюся первым объектом изобретения, и турбину. Этот газотурбинный двигатель выполнен таким образом, что компрессор образует источник воздуха для системы подачи воздуха в камеру сгорания газотурбинного двигателя и что газы, выходящие из камеры сгорания газотурбинного двигателя, приводят в действие турбину, при этом турбина вращает компрессор.
Такой газотурбинный двигатель образует часть авиационного турбореактивного двигателя для транспортной авиации. Упомянутые режимы мощности соответствуют при этом разным фазам полета: взлету и полету на крейсерской скорости для рабочих режимов большой мощности, посадке и рулению на земле, а также повторному запуску во время полета для рабочих режимов малой мощности.
Другие отличительные признаки и преимущества настоящего изобретения будут более очевидны из нижеследующего описания нескольких неограничивающих примеров осуществления со ссылками на прилагаемые чертежи, на которых:
на фиг. 1 показан газотурбинный двигатель, для которого можно применять изобретение, вид в поперечном сечении;
на фиг. 2а показан завихритель подачи воздуха, поддерживающий горение, который комбинирован с первым вариантом выполнения системы переменного открывания, используемой в рамках изобретения, вид в перспективе;
на фиг. 2b показаны завихритель подачи воздуха и система переменного открывания, показанные на фиг. 2а, при двух разных значениях открывания, вид в поперечном сечении;
на фиг. 2с детально показана часть, изображенная на фиг. 2а, в альтернативном варианте осуществления термочувствительных элементов;
на фиг. 2d показан второй варианта выполнения системы переменного открывания, используемой в рамках изобретения, вид, аналогичный фиг. 2а;
на фиг. 3а-3d показаны другие примеры осуществления изобретения для входа вторичного воздуха, виды в разрезе и в перспективе;
на фиг. 4 показана камера сгорания газотурбинного двигателя в соответствии с изобретением одновременно на уровне завихрителя подачи воздуха, поддерживающего горение, и на уровне входа вторичного воздуха, вид в перспективе.
Для большей ясности размеры показанных элементов не соответствуют ни реальным размерам, ни реальным размерным соотношениям, ни точным формам, если эти формы не зависят от изобретения. Кроме того, некоторые элементы описанных устройств показаны только символически или только принципиально, или не показаны, если они не участвуют напрямую в применении изобретения. Это относится, в частности, к системе впрыска топлива, которая находится в центре завихрителя подачи воздуха, но которая не показана, чтобы лучше отобразить части, непосредственно связанные с изобретением. Кроме того, идентичные элементы или элементы, имеющие идентичные функции, обозначены на различных фигурах одинаковыми позициями.
Изобретение можно применять для газотурбинного двигателя, показанного на фиг. 1. Такой газотурбинный двигатель содержит камеру сгорания 100 газотурбинного двигателя, компрессор 200 и турбину 300.
Камера сгорания 100 газотурбинного двигателя содержит жаровую трубу 101, систему подачи воздуха и по меньшей мере две системы переменного открывания.
Жаровая труба 101 может иметь разные конструкции, например, она может быть жаровой трубой с боковой стенкой, образованной последовательными кольцами 1а, 1b, 1c и 1d. В других конструкциях жаровой 101 трубы ее боковая стенка может быть пористой или может содержать множество отверстий.
Система подачи воздуха может содержать наружную трубу 102 для направления воздуха, поступающего из компрессора 200, в сторону воздушных входов жаровой трубы 101. Стрелками, обозначенными на фиг. 1 буквой Е, показано направление прохождения общего потока воздуха в газотурбинном двигателе от компрессора 200 к турбине 300 через жаровую трубу 101. Буквами L обозначены линии прохождения воздуха. В зависимости от высоты, на которой находится самолет, оснащенный газотурбинным двигателем, и от рабочего режима газотурбинного двигателя, например, при работе на большой мощности для взлета самолета или при работе на малой мощности при рулении самолета на земле или при повторном холодном запуске газотурбинного двигателя, температура воздуха, выходящего из компрессора 200, может меняться примерно от -4°С до 630°С.
Система переменного открывания расположена на пути потока воздуха между системой подачи воздуха и некоторыми воздушными входами жаровой трубы 101. В частности, система 1 переменного открывания может проходить в осевом направлении через переднюю стенку жаровой трубы 101 для регулирования потока воздуха, поддерживающего горение, называемого первичным воздухом на сленге специалистов в данной области. В комбинации одна или несколько систем 3 переменного открывания могут быть расположены в некоторых из сегментов 1а-1d боковой стенки жаровой трубы 101, при этом каждая из этих последних систем предназначена для регулирования потока вторичного воздуха. Регулирование всех этих систем 1 и 3 переменного открывания происходит во время работы газотурбинного двигателя в зависимости от его рабочего режима, соответствующего выдаваемой мощности, которая является большой или малой. В частности, когда эта мощность увеличивается, систему 1 переменного открывания регулируют таким образом, чтобы увеличить первичный воздушный поток, а системы 3 регулируют одновременно, чтобы уменьшить или исключить разбавление при горении. С другой стороны, систему 1 переменного открывания регулируют, чтобы уменьшить первичный воздушный поток, а системы 3 переменного открывания регулируют, чтобы увеличить разбавление при горении, когда мощность, выдаваемая газотурбинным двигателем, уменьшается. Предпочтительно регулировки систем 1 и 3 переменного открывания предусмотрены таким образом, чтобы общий массовый расход воздуха, который поступает в жаровую трубу 101, и потеря напора потока оставались по существу постоянными во время изменения геометрии камеры сгорания.
Согласно изобретению, регулирование по меньшей мере одной из систем 1 и/или 3 переменного открывания происходит автоматически и автономно в зависимости от температуры воздуха в трубе 102 на входе этой(их) системы(систем) переменного открывания.
Далее со ссылками на фиг. 2а следует описание изобретения для системы 1 переменного открывания. Система подачи воздуха содержит завихритель (“swirler” на английском языке) 103 подачи воздуха. Этот завихритель подачи воздуха содержит каналы 103а для воздуха, поддерживающего горение, которые проходят через переднюю стенку жаровой трубы 101, называемую также стенкой дна жаровой трубы 101. Два канала 103а, которые расположены рядом в венце 103, разделены промежуточной перегородкой 103b, называемой также лопаткой. Наружные периферические отверстия каналов 103а распределены вокруг оси А-А. Они образуют впускной канал для воздуха, поступающего из компрессора 200 в жаровую трубу 101. Венец 2 с отверстиями расположен вокруг завихрителя 103 перед наружными периферическими отверстиями каналов 103а и может поворачиваться вокруг оси А-А между двумя упорами ограничения вращения. В венце 2 отверстия 2а чередуются с запорными сегментами 2b на уровне наружных периферических отверстий каналов 103а завихрителя 103 подачи воздуха. В положении венца 2, которое соответствует максимальному сечению доступа к каналам 103а завихрителя 103 для воздуха, который поступает из компрессора 200, отверстия 2а венца 2 совпадают с отверстиями каналов 103а завихрителя 103. Такое положение венца 2, при котором сечение доступа является максимальным, показано на левой половине фиг. 2b. Когда венец 2 постепенно поворачивают из этого положения, запорные сегменты 2b частично располагаются перед наружными периферическими отверстиями каналов 103а завихрителя 103 и уменьшают, таким образом, сечение доступа к каналам 103а для воздуха, поступающего из компрессора 200. Такое другое положение венца 2, при котором сечение доступа уменьшается, показано на правой половине фиг. 2b. Первичный воздушный поток, который заходит в жаровую трубу 101, регулируют, таким образом, посредством вращения венца 2 вокруг оси А-А. Таким образом, венец 2 образует затворный элемент, который был упомянут в общей части данного описания. Направления вращения, обозначенные О и F на фиг. 2b для венца 2, соответствуют соответственно постепенному увеличению и постепенному уменьшению сечения доступа к каналам 103а завихрителя 103 и, следовательно, увеличению и уменьшению, соответственно, сечения открывания канала впуска в жаровую трубу 101 для первичного воздушного потока.
Согласно первому варианту осуществления изобретения, представленному на фиг. 2а, венец 2 оснащен лопатками 2с, например, перед отверстиями 2а и запорными сегментами 2b. Эти лопатки 2с находятся в воздушном потоке, выходящем из компрессора 200, прежде чем этот поток частично зайдет в каналы 103а завихрителя 103 или пройдет вокруг жаровой трубы 101. Лопатки 2с по меньшей мере частично выполнены из сплава с эффектом запоминания формы так, что каждая из них имеет кривизну переменного направления. Например, если воздух на входе завихрителя 103 имеет температуру, превышающую мартенситную температуру сплава с эффектом запоминания формы, кривизна лопаток 2с (профили лопаток, показанные на фиг. 2а сплошными линиями) является такой, при которой воздушный поток, выходящий из компрессора 200, толкает венец 2 в направлении О вращения, показанном на фиг. 2b, чтобы увеличить сечение доступа к каналам 103а завихрителя 103. Однако когда температура воздуха ниже мартенситной температуры, направление кривизны лопаток 2с меняется на обратное (профили лопаток, показанные на фиг. 2а пунктирной линией), поэтому воздушный поток, выходящий из компрессора 200, толкает венец 2 в направлении F вращения, показанном на фиг. 2b, чтобы уменьшить сечение доступа к каналам завихрителя 103. В этом первом варианте осуществления лопатки 2с из сплава с эффектом запоминания формы образуют термочувствительный элемент, упомянутый в общей части настоящего описания. Они позволяют автоматически и реверсивно регулировать сечение доступа к каналам 103а завихрителя 103, заставляя венец 2 поворачиваться в направлении F, когда температура воздуха, выходящего из компрессора 200, становится ниже мартенситной температуры, и в направлении О, когда эта температура воздуха становится выше мартенситной температуры.
На фиг. 2с показан альтернативный вариант осуществления, в котором каждая лопатка 2с венца 2 образована биметаллическим соединением в своей части с изменяющейся кривизной. Такое соединение может состоять из двух сегментов 2с1 и 2с2, которые скреплены посредством прокатки, например, холодной прокатки, и образуют, каждый, часть толщины лопатки с изменяющейся кривизной. Сегмент, который является вогнутым при более низкой температуре, например, сегмент 2с1 для профилей лопаток, показанных на фиг. 2с сплошными линиями, выполнен из материала, который имеет значение коэффициента теплового расширения, превышающее значение коэффициента теплового расширения материала другого сегмента 2с2 в представленном примере. Соответствующий выбор материалов сегментов 2с1 и 2с2 и их толщины, который может произвести специалист в данной области, позволяет получить кривизну каждой лопатки 2с, которая становится противоположной при высокой температуре (профили лопаток, показанные на фиг. 2с пунктирными линиями).
Во втором варианте осуществления изобретения, представленном на фиг. 2d, лопатки венца 2, обозначенные 2с’, имеют фиксированную кривизну в воздушном потоке, выходящем из компрессора, чтобы толкать венец 2 в направлении О вращения. Венец 2 и система подачи воздуха оснащены соответственно стойками 2d и 104, которые соединены друг с другом тросом 4 из сплава с эффектом запоминания формы. Трос 4 выполнен таким образом, чтобы при температуре, превышающей мартенситную температуру, иметь эффективную длину, которая больше эффективной длины при температуре ниже мартенситной температуры. Таким образом, повышение температуры воздуха, выходящего из компрессора 200, до значения выше мартенситной температуры, позволяет венцу 2 свободно поворачиваться, чтобы лопатки 2с’ заставляли его вращаться в направлении О. С другой стороны, понижение температуры воздуха до значения ниже мартенситной температуры приводит к укорочению троса 4, что заставляет венец 2 поворачиваться в направлении F. Иначе говоря, лопатки 2с’ образуют возвратный орган, чтобы возвращать венец 2 под действием аэродинамического усилия, производимого воздушным потоком Е на лопатки 2с’, в положение, которое соответствует большему открытому сечению для канала впуска воздуха первичного потока в жаровую трубу 101.
Третьи варианты осуществления изобретения, которые описаны ниже со ссылками на фиг. 3а и 3b, относятся к одной из систем 3 переменного открывания, которая установлена на боковой стенке жаровой трубы 101 в ее задней части. Как было указано выше, такая система предназначена для адаптации потока вторичного воздуха, поступающего в жаровую трубу 101, в зависимости от текущего режима мощности газотурбинного двигателя. Боковая стенка жаровой трубы 101 имеет отверстие 5, и на основании 8 через рычаг 7 установлен клапан 6, выполняющий роль затворного элемента. Предпочтительно основание 8 выполнено из теплоизоляционного материала и неподвижно соединено с боковой стенкой жаровой трубы 101. Рычаг 7 расположен в воздушном потоке Е, который выходит из компрессора 200. Он выполнен с возможностью прижимать клапан 6 к отверстию 5, когда температура воздуха, выходящего из компрессора 200, является высокой и соответствует рабочему режиму большой мощности газотурбинного двигателя, и отводить клапан 6 от отверстия 5, когда температура воздуха, выходящего из компрессора 200, является более низкой, соответствующей рабочему режиму малой мощности. Таким образом, поток вторичного воздуха поступает в жаровую трубу 101 на режиме малой мощности и перестает поступать при режиме большой мощности.
В варианте осуществления, представленном на фиг. 3а, по меньшей мере один сегмент рычага 7 выполнен в виде участка из сплава с эффектом запоминания формы таким образом, что рычаг 7 изгибается в мартенситной фазе, отводя клапан 6 от отверстия 5, и становится прямым в аустенитной фазе, прижимая клапан 6 к отверстию 5. Разумеется, для рычага 7 и основания 8 можно эквивалентно использовать другие геометрические конфигурации.
В варианте осуществления, являющемся альтернативной варианта, показанного на фиг.3а, и представленном на фиг. 3b, участок из сплава с эффектом запоминания формы, образующий рычаг 7, заменен термочувствительным биметаллическим соединением, описанным со ссылками на фиг. 2с. Сегменты этого биметаллического соединения обозначены позициями 71 и 72. Сегмент 71, который имеет более высокое значение коэффициента теплового расширения, чем у сегмента 72, образует сторону рычага 7, которая является вогнутой при более низкой температуре, или по меньшей мере часть этой стороны. Оба сегмента 71 и 72 рычага 7 рассчитаны по толщине и их соответствующие материалы выбраны доступным образом для специалиста в данной области, чтобы работа биметаллического соединения реверсивно приводила к прижатию клапана 6 к отверстию 5, когда температура воздуха, выходящего из компрессора 200, является высокой, и к отходу клапана 6 от отверстия 5, когда эта температура воздуха понижается.
В третьем варианте осуществления изобретения, представленном на фиг. 3с, основание 8’ выполнено с возможностью позволять рычагу 7 поворачиваться в плоскости, параллельной относительно наружной боковой поверхности жаровой трубы 101. Таким образом, клапан 6, установленный на рычаге 7, перемещается скольжением по наружной боковой поверхности жаровой трубы 101 между положением (показано сплошной линией), смещенным относительно отверстия 5, открывая это отверстие, и положением (показано пунктирной линией), в котором клапан 6 перекрывает отверстие 5. На рычаге 7 жестко закреплена изогнутая пластинка 9 фиксированной формы, которая находится в воздушном потоке Е, выходящем из компрессора 200. Таким образом, рычаг 7 возвращается в положение открывания отверстия 5 под действием аэродинамического усилия, производимого воздушным потоком Е на пластинку 9. Пластинка 9 в воздушном потоке Е образует возвратный орган для возврата системы переменного открывания в положение открывания отверстия 5. Это положение открывания соответствует положению покоя, упомянутому в общей части настоящего описания. Привод 10 содержит другое основание 11, которое тоже может быть закреплено на стенке жаровой трубы 101, другой рычаг 12, жестко соединенный крепежным концом 12’ с основанием 11, и штифт-толкатель 13. Штифт-толкатель 13 закреплен на дистальном конце 12” рычага 12, противоположном к крепежному концу 12’. Рычаг 12 может иметь участок из сплава с эффектом запоминания формы, выполненный таким образом, что в мартенситной фазе рычаг 12 имеет отведенную форму (показана сплошной линией на фиг. 3с), позволяя пластинке 9 толкать клапан 6 в положение, в котором он отходит от отверстия 5. Одновременно рычаг 12 выполнен таким образом, чтобы при своем переходе в аустенитную фазу толкать рычаг 7 посредством штифта 13 для перемещения клапана в положение над отверстием 5 для закрывания последнего.
В варианте осуществления, являющемся альтернативой варианту, показанному на фиг.3с, участок из сплава с эффектом запоминания формы, который образует рычаг 12 привода 10, можно заменить биметаллическим соединением, описанным со ссылками на фиг. 2с. Такой вариант осуществления вытекает очевидным образом для специалиста в данной области в свете представленного выше описания, поэтому его повторное описание опускается.
Еще один альтернативный вариант осуществления представлен на фиг. 3d. По сравнению с вариантом осуществления, показанным на фиг. 3с, привод 10 отсутствует, и на рычаге 7 установлена лопатка 7’ изменяющегося наклона и/или изменяющейся кривизны. Лопатка 7’ может быть образована участком из сплава с эффектом запоминания формы, как лопатки 2с из варианта осуществления, представленного на фиг. 2а, или может быть образована термочувствительным биметаллическим соединением, как лопатки 2с’ из варианта осуществления, представленного на фиг. 2с. Такой другой вариант осуществления вытекает очевидным образом для специалиста в данной области в свете описания, представленного выше со ссылками на предыдущие фигуры. Изменение наклона и/или кривизны лопатки 7’ позволяет открывать отверстие 5 или увеличивать его открытое сечение, когда температура воздуха потока Е понижается, и реверсивно уменьшать это открытое сечение или закрывать его, когда температура воздуха потока Е повышается. Как и во всех вариантах осуществления изобретения, такая работа является автономной.
Варианты осуществления изобретения, которые соответствуют фиг. 2а-2с или фиг. 3d, независимо от вариантов выполнения термочувствительных элементов с участком из сплава с эффектом запоминания формы или с биметаллическим соединением, являются предпочтительными с учетом своей простоты, в частности небольшого количества применяемых деталей. На фиг. 4 представлена комбинация двух из этих вариантов осуществления: один из них соответствует фиг. 2а-2с, а другой - фиг. 3d. Действительно, такая комбинация является исключительно простой в реализации и в последующем использовании при высоком уровне надежности. Кроме того, каждая система переменного открывания рассчитана таким образом, чтобы общий массовый расход воздуха. поступающего в жаровую трубу 101 как в качестве воздуха, поддерживающего горение, через систему 1 переменного открывания, так и в качестве вторичного воздуха через систему 3 переменного открывания, оставался по существу постоянным во время переходов, так как открытые сечения систем 1 и 3 переменного открывания изменяются в противоположных направлениях при сохранении по существу постоянного общего открытого сечения.

Claims (33)

1. Камера сгорания газотурбинного двигателя с саморегулирующейся переменной геометрией, содержащая:
- жаровую трубу (101),
- систему подачи воздуха, в частности воздуха, выходящего из компрессора (200), расположенную так, чтобы подавать в жаровую трубу (101) по меньшей мере один воздушный поток, имеющий переменную температуру, и
- по меньшей мере одну систему переменного открывания, содержащую:
- впускной канал, расположенный с возможностью пропускать в жаровую трубу (101) воздушный поток, поступающий из системы подачи воздуха,
- подвижный затворный элемент, выполненный с возможностью изменять открытое сечение впускного канала за счет своего перемещения; и
- термочувствительный элемент, форма которого меняется в зависимости от температуры указанного термочувствительного элемента, при этом термочувствительный элемент расположен в воздушном потоке между системой подачи воздуха и впускным каналом и соединен с затворным элементом так, чтобы деформация термочувствительного элемента приводила к перемещению указанного затворного элемента,
при этом впускной канал расположен относительно жаровой трубы (101) так, чтобы воздух, заходящий в указанную жаровую трубу через указанный впускной канал, был воздухом, участвующим в сжигании топлива в жаровой трубе, при этом камера сгорания газотурбинного двигателя является саморегулирующейся для автоматического регулирования конфигурации горения внутри жаровой трубы в зависимости от мощности рабочего режима камеры сгорания газотурбинного двигателя,
отличающаяся тем, что система переменного открывания расположена так, чтобы изменять расход входного потока воздуха, поддерживающего горение, который поступает из системы подачи воздуха и который заходит в жаровую трубу (101) через завихритель (103) подачи воздуха, находящийся в осевом направлении перед указанной камерой сгорания по отношению к направлению (Е) общего потока воздуха в жаровой трубе во время работы,
при этом затворный элемент содержит венец (2) с отверстиями (2а), который окружает сбоку завихритель подачи воздуха так, что отверстия оказываются совмещенными или смещенными относительно каналов (103а) указанного завихрителя (103) подачи воздуха, чтобы изменять сечение доступа к указанным каналам, образуя открытое сечение впускного канала, в соответствии с угловым положением венца вокруг завихрителя подачи воздуха.
2. Камера сгорания газотурбинного двигателя по п. 1, в которой термочувствительный элемент содержит участок из сплава с эффектом запоминания формы или содержит термочувствительное биметаллическое соединение, при этом указанное биметаллическое соединение состоит по меньшей мере из двух участков (2с1, 2с2; 71; 72) материалов, которые имеют соответствующие разные значения коэффициента теплового расширения и которые соединены друг с другом, при этом относительное размерное изменение двух участков материалов, которое происходит при изменении температуры термочувствительного элемента, приводит к деформации указанного термочувствительного элемента.
3. Камера сгорания газотурбинного двигателя по п. 1 или 2, в которой термочувствительный элемент выполнен с возможностью обеспечивать энергию, достаточную для перемещения затворного элемента из какого-либо первоначального положения, когда на указанный термочувствительный элемент действует первое изменение температуры, начиная от первоначального значения температуры, и выполнен также с возможностью обеспечивать затем дополнительную энергию, достаточную для обратного перемещения затворного элемента, когда на указанный термочувствительный элемент действует второе изменение температуры, следующее после первого изменения температуры и противоположное указанному первому изменению температуры, при этом затворный элемент опять оказывается в первоначальном положении, когда температура термочувствительного элемента опять становится равной первоначальному значению.
4. Камера сгорания газотурбинного двигателя по п. 1 или 2, в которой термочувствительный элемент выполнен с возможностью обеспечивать энергию, достаточную для перемещения затворного элемента из первоначального положения, когда на указанный термочувствительный элемент действует первое изменение температуры, начиная от первоначального значения температуры, при этом система переменного открывания дополнительно содержит по меньшей мере один возвратный орган, при этом указанный возвратный орган выполнен с возможностью обеспечивать дополнительную энергию, достаточную для обратного перемещения затворного элемента, когда на указанный термочувствительный элемент действует второе изменение температуры, следующее после первого изменения температуры и противоположное ему, при этом затворный элемент опять оказывается в первоначальном положении, когда температура термочувствительного элемента опять становится равной первоначальному значению.
5. Камера сгорания газотурбинного двигателя по п. 3, в которой термочувствительный элемент представляет собой по меньшей мере часть лопатки (2с), установленной на венце (2) и расположенной в воздушном потоке, поступающем из системы подачи воздуха, и выполнен с возможностью придавать лопатке наклоны или направления кривизны, меняющиеся на обратные по меньшей мере между двумя значениями температуры воздуха, поступающего из системы подачи воздуха, чтобы поворачивать венец за счет аэродинамического усилия в первом направлении или во втором направлении, противоположном первому направлению, вокруг завихрителя (103) подачи воздуха.
6. Камера сгорания газотурбинного двигателя по п. 4, в которой на венце (2) установлена по меньшей мере одна лопатка (2с’), которая находится в воздушном потоке, поступающем из системы подачи воздуха, и которая имеет фиксированные наклон или кривизну, чтобы поворачивать венец за счет аэродинамического усилия в положение покоя, образуя возвратный орган, и термочувствительный элемент расположен таким образом, чтобы отводить венец из положения покоя, поворачивая указанный венец с преодолением усилия возвратного органа.
7. Камера сгорания газотурбинного двигателя по п. 5 или 6, в которой система переменного открывания выполнена с возможностью уменьшать открытое сечение впускного канала, когда температура воздуха, поступающего из системы подачи воздуха, понижается, и с возможностью увеличивать указанное открытое сечение впускного канала, когда указанная температура воздуха повышается.
8. Камера сгорания газотурбинного двигателя, содержащая первую систему переменного открывания, расположенную так, чтобы изменять расход входного потока воздуха, поддерживающего горение, при этом камера сгорания с указанной первой системой переменного открывания выполнена по любому из пп. 1-7,
при этом камера сгорания газотурбинного двигателя дополнительно содержит вторую систему переменного открывания, расположенную так, чтобы изменять расход входного потока вторичного воздуха, который поступает из системы подачи воздуха и который заходит в жаровую трубу (101) через боковую стенку указанной жаровой трубы, по отношению к общему потоку воздуха в жаровой трубе во время работы,
при этом вторая система переменного открывания содержит:
- впускной канал, расположенный с возможностью пропускать в жаровую трубу (101) воздушный поток, поступающий из системы подачи воздуха,
- подвижный затворный элемент, выполненный с возможностью изменять открытое сечение впускного канала за счет своего перемещения; и
- термочувствительный элемент, форма которого меняется в зависимости от температуры указанного термочувствительного элемента, при этом термочувствительный элемент расположен в воздушном потоке между системой подачи воздуха и впускным каналом и соединен с затворным элементом так, чтобы деформация термочувствительного элемента приводила к перемещению указанного затворного элемента,
при этом впускной канал второй системы переменного открывания расположен относительно жаровой трубы (101) так, чтобы воздух, заходящий в указанную жаровую трубу через указанный впускной канал второй системы переменного открывания, был воздухом, участвующим в эффективном разбавлении газов внутри жаровой трубы,
причем первая и вторая системы переменного открывания выполнены с возможностью одновременно изменять открытые сечения соответствующих впускных каналов указанных первой и второй систем переменного открывания в противоположных направлениях изменения, когда меняется температура воздушного потока, в котором расположены термочувствительные элементы указанных первой и второй систем переменного открывания.
9. Камера сгорания газотурбинного двигателя по п. 8, в которой во второй системе переменного открывания термочувствительный элемент выполнен с возможностью обеспечивать энергию, достаточную для перемещения затворного элемента из какого-либо первоначального положения, когда на указанный термочувствительный элемент действует первое изменение температуры, начиная от первоначального значения температуры, и выполнен также с возможностью обеспечивать затем дополнительную энергию, достаточную для обратного перемещения затворного элемента, когда на указанный термочувствительный элемент действует второе изменение температуры, следующее после первого изменения температуры и в направлении, противоположном указанному первому изменению температуры, при этом затворный элемент опять оказывается в первоначальном положении, когда температура термочувствительного элемента опять становится равной первоначальному значению,
при этом термочувствительный элемент второй системы переменного открывания представляет собой часть рычага (7), на котором установлен затворный элемент, или часть реверсивного привода, который выполнен с возможностью перемещать затворный элемент.
10. Камера сгорания газотурбинного двигателя по п. 9, в которой во второй системе переменного открывания термочувствительный элемент образует часть реверсивного привода, который выполнен с возможностью перемещать затворный элемент, образуя по меньшей мере часть лопатки (7’), расположенной в воздушном потоке, поступающем из системы подачи воздуха, при этом термочувствительный элемент выполнен с возможностью придавать лопатке наклоны или направления кривизны, меняющиеся на обратные по меньшей мере между двумя значениями температуры воздуха, поступающего из системы подачи воздуха, чтобы перемещать затворный элемент за счет аэродинамического усилия в первом направлении или в противоположном втором направлении, реверсивно меняя открытое сечение впускного канала.
11. Камера сгорания газотурбинного двигателя по п. 8, в которой во второй системе переменного открывания термочувствительный элемент выполнен с возможностью обеспечивать энергию, достаточную для перемещения затворного элемента из первоначального положения, когда на указанный термочувствительный элемент действует первое изменение температуры, начиная от первоначального значения температуры, при этом система переменного открывания дополнительно содержит по меньшей мере один возвратный орган, при этом указанный возвратный орган выполнен с возможностью обеспечивать дополнительную энергию, достаточную для обратного перемещения затворного элемента, когда на указанный термочувствительный элемент действует второе изменение температуры, следующее после первого изменения температуры и в противоположном ему направлении, при этом затворный элемент опять оказывается в первоначальном положении, когда температура термочувствительного элемента опять становится равной первоначальному значению,
причем на рычаге (7), содержащем затворный элемент второй системы переменного открывания, установлена также по меньшей мере одна лопатка (9), которая находится в воздушном потоке, поступающем из системы подачи воздуха, и которая имеет фиксированные наклон или кривизну, чтобы поворачивать рычаг за счет аэродинамического усилия в положение покоя, образуя возвратный орган,
и термочувствительный элемент второй системы переменного открывания расположен так, чтобы отводить рычаг (7) из положения покоя, поворачивая указанный рычаг с преодолением усилия возвратного органа.
12. Камера сгорания газотурбинного двигателя по любому из пп. 9-11, в которой вторая система переменного открывания выполнена с возможностью увеличивать или обеспечивать открытое сечение впускного канала, когда температура воздуха, поступающего из системы подачи воздуха, понижается, и с возможностью уменьшать или закрывать указанное открытое сечение впускного канала, когда указанная температура воздуха повышается.
13. Газотурбинный двигатель, содержащий воздушный компрессор (200), камеру сгорания (100) газотурбинного двигателя по любому из пп. 1-12, и турбину (300), при этом газотурбинный двигатель выполнен так, что компрессор образует источник воздуха для системы подачи воздуха в камеру сгорания газотурбинного двигателя, при этом газы, выходящие из камеры сгорания газотурбинного двигателя, приводят в действие турбину, а турбина приводит во вращение компрессор.
14. Газотурбинный двигатель по п. 13, образующий часть авиационного турбореактивного двигателя для транспортной авиации.
RU2019135837A 2017-04-11 2018-04-11 Камера сгорания газотурбинного двигателя с саморегулирующейся переменной геометрией и газотурбинный двигатель, содержащий такую камеру сгорания RU2771114C2 (ru)

Applications Claiming Priority (3)

Application Number Priority Date Filing Date Title
FR1753165 2017-04-11
FR1753165A FR3065059B1 (fr) 2017-04-11 2017-04-11 Foyer de turbine a gaz a geometrie variable auto-adaptative
PCT/FR2018/050907 WO2018189481A1 (fr) 2017-04-11 2018-04-11 Foyer de turbine a gaz a geometrie variable auto-adaptative

Publications (3)

Publication Number Publication Date
RU2019135837A RU2019135837A (ru) 2021-05-11
RU2019135837A3 RU2019135837A3 (ru) 2021-11-12
RU2771114C2 true RU2771114C2 (ru) 2022-04-26

Family

ID=59699772

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2019135837A RU2771114C2 (ru) 2017-04-11 2018-04-11 Камера сгорания газотурбинного двигателя с саморегулирующейся переменной геометрией и газотурбинный двигатель, содержащий такую камеру сгорания

Country Status (9)

Country Link
US (1) US11242992B2 (ru)
EP (1) EP3610197B1 (ru)
JP (1) JP7042840B2 (ru)
CN (1) CN110678696B (ru)
CA (1) CA3058632A1 (ru)
FR (1) FR3065059B1 (ru)
PL (1) PL3610197T3 (ru)
RU (1) RU2771114C2 (ru)
WO (1) WO2018189481A1 (ru)

Families Citing this family (12)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR3108659B1 (fr) * 2020-03-24 2022-08-12 Safran Aircraft Engines Rotor de turbine comprenant un dispositif de régulation du débit de fluide de refroidissement et turbomachine comprenant un tel rotor
FR3108657B1 (fr) * 2020-03-24 2022-07-15 Safran Aircraft Engines Rotor de turbine comprenant un dispositif de régulation du débit de fluide de refroidissement et turbomachine comprenant un tel rotor
CN114593438B (zh) * 2020-12-02 2023-08-22 中国航发商用航空发动机有限责任公司 燃油喷嘴、燃烧室、燃气涡轮发动机以及防止燃油结焦的方法
CN112815356B (zh) * 2020-12-31 2022-07-15 哈尔滨工程大学 一种可自适应调节的富氢燃料低排放微焰燃烧室
CN112902226B (zh) * 2021-03-11 2022-08-16 西北工业大学 一种燃油蒸发式的火焰筒
CN113776083B (zh) * 2021-10-08 2023-01-03 中山大学 一种可变形火焰稳定器
CN114151826A (zh) * 2021-10-20 2022-03-08 中国航发四川燃气涡轮研究院 变几何的燃烧室
CN114321977A (zh) * 2021-11-29 2022-04-12 南京航空航天大学 一种环缝帽罩进气面积智能调节系统及调节方法
CN114234238B (zh) * 2021-12-13 2023-05-30 中国船舶重工集团公司第七0三研究所 一种用于变几何燃烧室的可旋转高效密封装置
CN114076324B (zh) * 2022-01-19 2022-07-08 中国航发四川燃气涡轮研究院 能够自动调节掺混进气的燃烧室
CN116255644B (zh) * 2023-02-23 2024-08-02 中国航发沈阳发动机研究所 一种单级涡流器可调的变几何燃烧室
CN116293813A (zh) * 2023-02-23 2023-06-23 中国航发沈阳发动机研究所 一种两级涡流器可调的变几何燃烧室

Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4296599A (en) * 1979-03-30 1981-10-27 General Electric Company Turbine cooling air modulation apparatus
US4606190A (en) * 1982-07-22 1986-08-19 United Technologies Corporation Variable area inlet guide vanes
GB2244551A (en) * 1990-05-29 1991-12-04 Gen Electric Variable-geometry air swirler
RU2010144521A (ru) * 2008-03-31 2012-05-10 Сименс Акциенгезелльшафт (DE) Кожух камеры сгорания
RU2753202C1 (ru) * 2020-10-09 2021-08-12 Открытое акционерное общество "Всероссийский дважды ордена Трудового Красного Знамени теплотехнический научно-исследовательский институт" (ОАО "ВТИ") Малоэмиссионная камера сгорания с двумя зонами кинетического горения

Family Cites Families (14)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3691761A (en) * 1967-11-10 1972-09-19 Squire Ronald Jackson Apparatus for regulation of airflow to flame tubes for gas turbine engines
US3577878A (en) * 1967-11-10 1971-05-11 Lucas Industries Ltd Flame tubes for gas turbine engines
DE2020416A1 (de) * 1970-04-27 1971-11-11 Motoren Turbinen Union Brennkammer fuer Gasturbinentriebwerke
GB2085147A (en) * 1980-10-01 1982-04-21 Gen Electric Flow modifying device
FR2779807B1 (fr) 1998-06-11 2000-07-13 Inst Francais Du Petrole Chambre de combustion de turbine a gaz a geometrie variable
JP2000257861A (ja) * 1999-03-11 2000-09-22 Senshin Zairyo Riyo Gas Generator Kenkyusho:Kk ガスタービン用燃焼装置
CA2764450C (en) * 2009-06-05 2018-02-13 Exxonmobil Upstream Research Company Combustor systems and methods for using same
US8024932B1 (en) * 2010-04-07 2011-09-27 General Electric Company System and method for a combustor nozzle
JP5488301B2 (ja) * 2010-07-28 2014-05-14 株式会社Ｉｈｉ 燃焼器
DE102010043864A1 (de) 2010-11-12 2012-05-16 BSH Bosch und Siemens Hausgeräte GmbH Rührschüssel für eine Küchenmaschine
FR2996285B1 (fr) * 2012-10-01 2014-09-12 Turbomeca Ensemble de combustion de turbomachine a variation d'alimentation d'air.
US9470395B2 (en) 2013-03-15 2016-10-18 Abl Ip Holding Llc Optic for a light source
EP2921779B1 (en) * 2014-03-18 2017-12-06 Ansaldo Energia Switzerland AG Combustion chamber with cooling sleeve
US9845731B2 (en) * 2014-09-24 2017-12-19 United Technologies Corporation Self-modulated cooling on turbine components

Patent Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4296599A (en) * 1979-03-30 1981-10-27 General Electric Company Turbine cooling air modulation apparatus
US4606190A (en) * 1982-07-22 1986-08-19 United Technologies Corporation Variable area inlet guide vanes
GB2244551A (en) * 1990-05-29 1991-12-04 Gen Electric Variable-geometry air swirler
RU2010144521A (ru) * 2008-03-31 2012-05-10 Сименс Акциенгезелльшафт (DE) Кожух камеры сгорания
RU2753202C1 (ru) * 2020-10-09 2021-08-12 Открытое акционерное общество "Всероссийский дважды ордена Трудового Красного Знамени теплотехнический научно-исследовательский институт" (ОАО "ВТИ") Малоэмиссионная камера сгорания с двумя зонами кинетического горения

Also Published As

Publication number Publication date
FR3065059A1 (fr) 2018-10-12
PL3610197T3 (pl) 2021-11-22
US20210108574A1 (en) 2021-04-15
CA3058632A1 (fr) 2018-10-18
CN110678696B (zh) 2021-02-02
JP2020516841A (ja) 2020-06-11
RU2019135837A (ru) 2021-05-11
CN110678696A (zh) 2020-01-10
WO2018189481A1 (fr) 2018-10-18
FR3065059B1 (fr) 2020-11-06
US11242992B2 (en) 2022-02-08
RU2019135837A3 (ru) 2021-11-12
EP3610197A1 (fr) 2020-02-19
EP3610197B1 (fr) 2021-06-02
JP7042840B2 (ja) 2022-03-28

Similar Documents

Publication Publication Date Title
RU2771114C2 (ru) Камера сгорания газотурбинного двигателя с саморегулирующейся переменной геометрией и газотурбинный двигатель, содержащий такую камеру сгорания
JP5425919B2 (ja) 冷却流体の流量を調節する手段を備えたタービンブレード
US8727267B2 (en) Variable contraction ratio nacelle assembly for a gas turbine engine
US11378009B2 (en) Multi-mode heat rejection system for a gas turbine engine
EP3396107B1 (en) Turn cap and corresponding vane
US20180135557A1 (en) Propulsion assembly comprising a duct for feeding the gas generator in an inter-duct casing
JP2014501871A (ja) 一体型可変形状流量制限器および熱交換器
EP3358136A2 (en) Airfoil turn caps in gas turbine engines
EP3399149B1 (en) Airfoil turn caps in gas turbine engines
US4055946A (en) Twin-spool gas turbine power plant with means to spill compressor interstage airflow
EP2957754B1 (en) Variable area nozzle for gas turbine engine
EP3674521B1 (en) Passive blade tip clearance control system for a gas turbine engine
US9145846B2 (en) Gas turbine engine exhaust nozzle including a plurality of flaps movable over a flow control surface
US9028205B2 (en) Variable blade outer air seal
WO2014143236A1 (en) Turbine vane cooling system, corresponding gas turbine engine and operating method
US6779967B2 (en) Device for air mass flow control
EP3296548B1 (en) Heat exchanger for gas turbine engine mounted in intermediate case
EP3132121B1 (en) Controlling cooling flow in a cooled turbine vane or blade using an impingement tube
US8257021B2 (en) Gas-turbine engine with variable stator vanes
GB2149022A (en) Warpable guide vanes for turbomachines
CN109563741A (zh) 具有多孔区段的发动机构件
EP2946081B1 (en) Variable area vane arrangement for a turbine engine
UA28412U (ru) Устройство для подавления инфракрасного излучения авиационного двигателя
US9279385B2 (en) Nacelle for an aircraft bypass turbojet engine
US20130092754A1 (en) Nacelle for a power plant with a variable-area fan nozzle