RU2784569C1 - Форсажная камера сгорания двухконтурного турбореактивного двигателя и способ её работы - Google Patents

Abstract

Изобретение относится к форсажной камере сгорания авиационных двухконтурных газотурбинных двигателей и способу её работы. Форсажная камера сгорания двухконтурного турбореактивного двигателя содержит корпус, смеситель, выполненный в виде чередующихся по окружности радиальных каналов первого и второго контуров, стабилизаторы и топливные форсунки. Радиальные каналы второго контура смесителя имеют прямоугольную форму в выходном сечении, стабилизаторы установлены на выходе из каждого радиального канала второго контура смесителя с образованием в процессе работы форсажной камеры между выходным сечением радиальных каналов второго контура и стабилизатором по их боковым сторонам плоских парных щелей равной ширины. Стабилизаторы выполнены в виде пластин или равнобоких уголковых элементов и установлены на корпусе с возможностью поворота и фиксации таким образом, что продольные оси симметрии выходного сечения радиального канала второго контура и соответствующего стабилизатора лежат в одной плоскости. Способ работы включает подачу потока первого контура и потока второго контура в соответствующие чередующиеся по окружности радиальные каналы смесителя, подачу топлива и организацию процесса горения в зоне смешения потоков первого и второго контуров, стабилизацию процессов горения и подачи топлива. Стабилизацию процессов горения и подачи топлива осуществляют путем разделения потока на выходе из каждого радиального канала второго контура смесителя на парные плоские струи, направленные поперек потока первого контура и противоположно относительно друг друга с образованием зоны циркуляции за стабилизатором, подачу топлива осуществляют непосредственно в парные плоские струи или в зоны циркуляции. Изобретение позволяет снизить потери полного давления и вес форсажной камеры. 2 н. и 4 з.п. ф-лы, 5 ил.

Description

Изобретение относится к области авиационных двухконтурных газотурбинных двигателей (ГТД) с форсажем, а именно к форсажным камерам сгорания авиационных двухконтурных газотурбинных двигателей.

Известно фронтовое устройство форсажной камеры сгорания газотурбинного двигателя, состоящее из радиально установленных стабилизаторов пламени, консольно закрепленных на внутренней поверхности корпуса форсажной камеры сгорания. [Конструкция форсажных камер и выходных устройств авиационных ГТД. B.C. Чигрин, С.Е. Белова. - Учебное пособие. - Рыбинск, РГАТА, 2004. - 38 с., стр. 12].

Известна форсажная камера сгорания турбореактивного двигателя [RU №2258830, МПК F02K 3/10, 20.08.2005], содержащая наружную стенку и последовательно расположенные по тракту двигателя затурбинный канал с обтекателем, фронтовое устройство с V-образным стабилизатором пламени, внутри которого размещены форсунки горелочного устройства. По продольной оси форсажной камеры сгорания расположено центральное тело с внутренней полостью, образованное верхней и нижней плоскими стенками и имеющее утолщенную закругленную входную часть и клиновидную выходную. V-образный стабилизатор пламени выполнен из двух кольцевых сегментов, каждый из которых симметричен друг другу относительно продольной оси форсажной камеры сгорания, расположен в полуокружности поперечного сечения форсажной камеры сгорания перед центральным телом и отстоит от другого кольцевого сегмента на расстоянии не менее максимальной толщины поперечного сечения центрального тела. Центральное тело закреплено посредством обтекаемой формы пустотелых пилонов на стенке форсажной камеры сгорания и снабжено двумя плоскими панелями, шарнирно прикрепленными к его входной части над и под плоскими стенками с приданием обтекаемой формы центральному телу. Задние части панелей с каждой боковой стороны, например, шарнирно-рычажной системой соединены с приводом для осуществления их отклонения от плоских стенок. На входной части и в плоских стенках центрального тела выполнены сквозные отверстия, соединенные с его внутренней полостью, которая сообщена с внутренними полостями пилонов и далее через отверстия в стенке форсажной камеры сгорания - с внутренней полостью трубопроводов подвода охлаждающего воздуха, например, из компрессора одноконтурного двигателя или из одного из наружных контуров многоконтурного двигателя.

Известны устройство и способ для стабилизации пламени в форсажной камере турбореактивного двигателя или в форсажной камере турбореактивного двухконтурного двигателя [RU 2403422, F02K 3/10, F23R 3/18, 10.11.2010], содержащее струйный аэродинамический стабилизатор пламени с топливной форсункой и камерой сгорания с воспламенителем топливовоздушной смеси и дополнительный малоразмерный газотурбинный двигатель, а также патрубки отбора воздуха, устройство отвода выхлопных газов и систему сверхзвуковых сопел. Компрессор малоразмерного газотурбинного двигателя установлен перед топливной форсункой и камерой сгорания с воспламенителем топливовоздушной смеси, а турбина которого расположена за камерой сгорания. Способ стабилизации пламени в форсажной камере турбореактивного двигателя осуществляют с помощью воздушных струй, вдуваемых в газовый поток форсажной камеры через систему сверхзвуковых сопел навстречу под некоторым углом к потоку. Отбор воздуха производят из промежуточной ступени компрессора двигателя. Необходимое для стабилизации пламени давление струи, выходящей из системы сверхзвуковых сопел, получают за счет использования дополнительного малоразмерного газотурбинного двигателя, расположенного в центральном теле форсажной камеры. Способ стабилизации пламени в форсажной камере турбореактивного двигателя с помощью воздушных струй, вдуваемых в газовый поток форсажной камеры через отверстия различной формы навстречу под некоторым углом к потоку, отличающийся по первому варианту тем, что отбор воздуха производят из промежуточной ступени компрессора, при этом необходимое для стабилизации пламени давление струи, выходящей из системы сопел, получают за счет использования дополнительного малоразмерного газотурбинного двигателя, расположенного в центральном теле форсажной камеры. Для турбореактивного двухконтурного двигателя отбор воздуха производят из второго контура. Изобретение направлено на уменьшение потерь полного давления в форсажной камере авиационного двигателя на бесфорсажных режимах, повышение устойчивого горения на форсажных режимах и исключение использования воздуха с высоким давлением из-за компрессора.

Известно фронтовое устройство форсажной камеры со стабилизатором пламени изменяемой геометрии [RU 2472027, F02K 3/10, 10.01.2013], содержащее радиальные охлаждаемые створки. Охлаждаемые створки имеют аэродинамические обтекаемые профильные части, размещенные непосредственно в потоке и имеют возможность поворота вокруг своей оси. При синхронном повороте в противоположные стороны на некоторый угол и смыкании пары соседних радиальных охлаждаемых створок образуется плохообтекаемое тело в виде V-образного стабилизатора. Аэродинамические обтекаемые профильные части, размещенные непосредственно в потоке, плавно переходят в цилиндрические оси, закрепленные в корпусе фронтового устройства. Поворотное устройство в виде вращающегося кольца расположено снаружи форсажной камеры и имеет возможность обдува окружающим воздухом в полете. Внутри радиальных охлаждаемых створок выполнены различные внутренние полости и радиальные каналы. Внутренние полости связаны с проточной частью отверстиями для охлаждения, расположенными на внутренней поверхности V-образного стабилизатора. Радиальные каналы связаны с проточной частью форсунками для впрыска форсажного топлива, расположенными с наружной поверхности V-образного стабилизатора под некоторым углом к потоку. Изобретение позволяет уменьшить потери полного давления в форсажной камере авиационного газотурбинного двигателя на бесфорсажных режимах.

Наиболее близким аналогом заявленной группы изобретений является известная форсажная камера

двухконтурного турбореактивного двигателя и способ ее работы [RU 2641191, F02K 3/10, 16.01.2018]. Форсажная камера сгорания содержит корпус, смеситель, выполненный в виде чередующихся по окружности радиальных каналов первого и второго контуров, стабилизаторы и топливные форсунки. Перед смесителем во втором контуре установлен дополнительный коллектор с распылителями. Распылители

дополнительного коллектора располагаются посередине карманов смесителя, что обеспечивает создание топливовоздушной смеси с коэффициентом избытка воздуха, равным аналогичному коэффициенту в горячем газе за турбиной. Способ работы форсажной камеры сгорания двухконтурного турбореактивного двигателя, включает подачу горячего потока первого контура и холодного потока второго контура в соответствующие чередующиеся по окружности радиальные каналы смесителя, подачу топлива и организацию процесса горения в зоне смешения потоков первого и второго контуров, стабилизацию процессов горения и подачи топлива. Изобретение позволяет получать газовый поток с требуемым коэффициентом избытка воздуха в любой точке сечения перед фронтовым устройством форсажной камеры, что упрощает задачу равномерного распределения форсажного топлива в поперечном сечении.

Недостатком известных из прототипа форсажной камеры сгорания и способа ее работы является большая потеря полного давления в форсажной камере сгорания на бесфорсажных режимах работы ГТД а также большой вес двигателя, обусловленный наличием плохообтекаемых тел в потоке, а именно стабилизаторов пламени, а также коллекторов для подвода топлива с топливными форсунками.

Технической проблемой, на решение которой направлено предлагаемое изобретение является создание турбореактивного двухконтурного двигателя с заданными характеристиками на форсажных режимах.

Техническим результатом, на достижение которого направлено предлагаемая группа изобретений, является снижение потерь полного давления за счет использования воздуха второго контура для создания зон циркуляции и стабилизации пламени на форсажных режимах, а также снижение веса.

Технический результат достигается тем, что в форсажной камере сгорания двухконтурного турбореактивного двигателя, содержащей корпус, смеситель, выполненный в виде чередующихся по окружности радиальных каналов первого и второго контуров, стабилизаторы и топливные форсунки, согласно предложению радиальные каналы второго контура смесителя имеют прямоугольную форму в выходном сечении, стабилизаторы установлены на выходе из каждого радиального канала второго контура смесителя с образованием в процессе работы форсажной камеры между выходным сечением радиальных каналов второго контура и стабилизатором по их боковым сторонам плоских парных щелей равной ширины, при этом стабилизаторы выполнены в виде пластин или равнобоких уголковых элементов и установлены на корпусе с возможностью поворота и фиксации таким образом, что продольные оси симметрии выходного сечения радиального канала второго контура и соответствующего стабилизатора лежат в одной плоскости.

Расстояние между кромками боковых стенок стабилизатора и его высота равны или превышают соответственно ширину и высоту выходного сечения радиального канала второго контура. Топливные форсунки расположены перед или за стабилизаторами. Угол поворота стабилизаторов, выполненных в виде пластин, равен 90°, а угол поворота уголкового стабилизатора равен 180°. Стабилизаторы консольно закреплены на корпусе форсажной камеры сгорания.

Технический результат достигается тем, что в способе работы форсажной камеры сгорания двухконтурного турбореактивного двигателя, включающем подачу потока первого контура и потока второго контура в соответствующие чередующиеся по окружности радиальные каналы смесителя, подачу топлива и организацию процесса горения в зоне смешения потоков первого и второго контуров, стабилизацию процессов горения и подачи топлива, согласно предложению стабилизацию процессов горения и подачи топлива осуществляют путем разделения потока на выходе из каждого радиального канала второго контура смесителя на парные плоские струи, направленные поперек потока первого контура и противоположно относительно друг друга с образованием зоны циркуляции за стабилизатором, подачу топлива осуществляют непосредственно в парные плоские струи или в зоны циркуляции.

Сущность способа заключается в том, что на выходе из радиальных каналов второго контура смесителя поток разделяют на парные струи, направленные поперек относительно потока первого контура и противоположно относительно друг друга, за которыми образуется зона циркуляции. На форсажных режимах работы двухконтурного турбореактивного двигателя через форсунки впрыскивается топливо, которое смешивается с парными плоскими струями, которые образуют газодинамический экран, т.е. стабилизаторы пламени одновременно выполняют роль топливных коллекторов. Разделение воздуха второго контура на парные струи позволяет организовать газодинамическую стабилизацию пламени без отбора воздуха из компрессора. Парные плоские струи образуются за счет установки за радиальными прямоугольными каналами второго контура смесителя стабилизаторов в виде плоских пластин или равнобоких уголковых элементов с образованием по их боковым сторонам плоских парных щелей равной ширины. Поток второго контура при прохождении через плоские парные щели формируется в виде парных плоских струй и направляется поперек направлению потока первого контура, при этом образуется зона циркуляции. Перед стабилизаторами или за ними устанавливаются форсунки с отверстиями для подвода топлива в плоские парные струи или в зону циркуляции.

Выполнение стабилизаторов в виде пластин или в виде равнобоких уголковых элементов поворотными обеспечивает их безотрывное обтекание на бесфорсажных режимах работы, что также позволяет снизить потери полного давления

Разделение воздуха второго контура на парные струи позволяет организовать газодинамическую стабилизацию пламени без отбора воздуха из компрессора, что позволяет снизить потери полного давления в двигателе. Дополнительно отсутствие отдельных топливных коллекторов в потоке газа также позволяет снизить вес и потери полного давления.

На фиг. 1 представлены продольный разрез форсажной камеры сгорания с топливными форсунками, установленными перед стабилизатором.

На фиг. 2 представлено поперечное выходное сечение смесителя.

На фиг. 3 представлен вид на фронтовое устройство форсажной камеры сгорания со стабилизатором, выполненным в виде равнобокого уголкового элемента.

На фиг. 4 представлена схема течения за радиальными каналами смесителя на бесфорсажном режиме (а) и на форсажном (б) режиме для стабилизаторов в виде пластин.

На фиг. 5 представлена схема течения за радиальными каналами смесителя на бесфорсажном режиме (а) и на форсажном (б) режиме для стабилизаторов в виде равнобоких уголковых элементов.

Форсажная камера сгорания турбореактивного двухконтурного двигателя содержит корпус 1 смеситель 2, в виде чередующихся по окружности радиальных каналов первого контура 3 и радиальных каналов второго контура 4. Радиальные каналы второго контура 4 имеют прямоугольную форму в выходном сечении. Стабилизаторы выполнены в виде плоских пластин 5, или в виде равнобоких уголковых элементов 6, которые консольно закреплены на наружной поверхности корпуса 1 форсажной камеры и установлены с возможностью поворота - плоских пластин 5 на 90°, а уголковых элементов 6 на 180°. Топливные форсунки 7 установлены перед или за стабилизаторами 5 или 6. Стабилизаторы 5 или 6 установлены на выходе из прямоугольных радиальных каналов второго контура 4 смесителя 2 и образуют между радиальными каналами второго контура 4 смесителя 2 и стабилизаторами 5 или 6 по их боковым сторонам плоские парные щели 8 равной ширины. Стабилизаторы 5, 6 установлены таким образом, чтобы продольные оси симметрии выходного сечения радиального канала второго контура 4 и соответствующего стабилизатора 5, 6 лежат в одной плоскости. Расстояние между кромками боковых стенок стабилизатора 5 или 6 и его высота равны или превышают соответственно ширину и высоту выходного сечения радиального канала второго контура 4 смесителя 2.

Форсажная камера сгорания работает следующим образом. На форсажном режиме стабилизаторы 5 или 6 устанавливаются поперек потока вблизи прямоугольных радиальных каналов второго контура 4, образуя плохообтекаемое тело. Поток радиальных каналов второго контура 4 разделяется стабилизаторами 5 или 6 и вытекает в поток первого контура через парные щели 8 в виде парных плоских струй 9, направленных поперек потока радиальных каналов первого контура 3 смесителя 2. За парными плоскими струями 9 образуются зоны циркуляции 10, аналогичные зонам, образующимся в следе за плохообтекаемым телом, в которых становится возможной стабилизация фронта пламени. Топливные форсунки 7, установленные перед или за стабилизаторами 5 или 6, подают топливо соответственно непосредственно в парные плоские струи 9 или в зону циркуляции 10. Топливо смешивается с парными струями 9 и совместно образуют газодинамический экран. За счет парных плоских струй 9 и стабилизаторов 5 или 6, которые в процессе работы форсажной камеры сгорания представляют собой плохообтекаемые тела, образуются комбинированные стабилизаторы пламени, которые создают зоны циркуляции 10. Таким образом, обеспечивается работа форсажной камеры. При выключении форсажа подача топлива в форсунки 7 прекращается, а стабилизаторы 5 в виде плоских пластин поворачиваются на 90° и устанавливаются вдоль потока, а уголковые элементы 6 поворачиваются на угол 180° и представляют собой хорошо обтекаемые тела. Таким образом, на бесфорсажных режимах стабилизаторы 5 или 6 находятся в потоке газов и создают малые потери полного давления.

Claims (6)

1. Форсажная камера сгорания двухконтурного турбореактивного двигателя, содержащая корпус, смеситель, выполненный в виде чередующихся по окружности радиальных каналов первого и второго контуров, стабилизаторы и топливные форсунки, отличающаяся тем, что радиальные каналы второго контура смесителя имеют прямоугольную форму в выходном сечении, стабилизаторы установлены на выходе из каждого радиального канала второго контура смесителя с образованием в процессе работы форсажной камеры между выходным сечением радиальных каналов второго контура и стабилизатором по их боковым сторонам плоских парных щелей равной ширины, при этом стабилизаторы выполнены в виде пластин или равнобоких уголковых элементов и установлены на корпусе с возможностью поворота и фиксации таким образом, что продольные оси симметрии выходного сечения радиального канала второго контура и соответствующего стабилизатора лежат в одной плоскости.

2. Форсажная камера сгорания двухконтурного турбореактивного двигателя по п. 1, отличающаяся тем, что расстояние между кромками боковых стенок стабилизатора и его высота равны или превышают соответственно ширину и высоту выходного сечения радиального канала второго контура.

3. Форсажная камера сгорания двухконтурного турбореактивного двигателя по п. 1, отличающаяся тем, что топливные форсунки расположены перед или за стабилизаторами.

4. Форсажная камера сгорания двухконтурного турбореактивного двигателя по п. 1, отличающаяся тем, что угол поворота стабилизаторов, выполненных в виде пластин, равен 90°, а угол поворота уголкового стабилизатора равен 180°.

5. Форсажная камера сгорания двухконтурного турбореактивного двигателя по п. 1, отличающаяся тем, что стабилизаторы консольно закреплены на корпусе форсажной камеры сгорания.

6. Способ работы форсажной камеры сгорания двухконтурного турбореактивного двигателя, выполненного по п. 1, включающий подачу потока первого контура и потока второго контура в соответствующие чередующиеся по окружности радиальные каналы смесителя, подачу топлива и организацию процесса горения в зоне смешения потоков первого и второго контуров, стабилизацию процессов горения и подачи топлива, отличающийся тем, что стабилизацию процессов горения и подачи топлива осуществляют путем разделения потока на выходе из каждого радиального канала второго контура смесителя на парные плоские струи, направленные поперек потока первого контура и противоположно относительно друг друга с образованием зоны циркуляции за стабилизатором, подачу топлива осуществляют непосредственно в парные плоские струи или в зоны циркуляции.

Images