RU2815216C1

RU2815216C1 - Gas turbine fuel manifold

Info

Publication number: RU2815216C1
Application number: RU2023108747A
Authority: RU
Inventors: Святослав Сергеевич Ремчуков; Игорь Сергеевич Птицын; Роман Николаевич Лебединский; Максим Алексеевич Данилов; Иван Витальевич Осипов; Владимир Игоревич Толмачев; Егор Андреевич Поляков; Полина Игоревна Корсакова; Кирилл Ильич Шмагин; Иван Владимирович Демидюк; Анатолий Витальевич Алфимов
Original assignee: Федеральное Автономное Учреждение "Центральный институт авиационного моторостроения имени П.И. Баранова"
Filing date: 2023-04-07
Publication date: 2024-03-12

Abstract

FIELD: aircraft engine building.

SUBSTANCE: invention relates to fuel manifolds of a gas turbine engine (GTE), and can be used in the manufacture of fuel manifolds of small-size gas turbine engines of various types and purposes, including centrifugal compressor, direct-flow annular combustion chamber and turbine. Essence of the invention consists in the fact that the collector is made in the form of a stepped disc with a through axial hole and includes a fuel supply system made in the form of at least two circuits of channels, located in steps of larger diameter in parallel planes perpendicular to axis of through axial hole and forming regular polygons. Ends of fuel channels in each circuit are interconnected, the injectors are located on the end surface of the larger-diameter stage on the side of the smaller-diameter stage and are interconnected in each circuit with the ends of the fuel channels communicated with each other. Collector is equipped with blades located on the end surface of the disk stage of larger diameter and forming a diffuser, and the blades located on the side surface of the disc stage of a larger diameter and forming the straightener of the compressor, an air-oil mixture supply channel communicated with the through axial hole, and air channels designed to reduce air losses.

EFFECT: creation of a fuel manifold, which provides expansion of technical capabilities when creating small-size gas turbine engines due to reduction of radial and axial overall dimensions of the fuel manifold.

1 cl, 8 dwg

Description

Изобретение относится к авиадвигателестроению, а именно к топливным коллекторам газотурбинного двигателя (ГТД), и может быть использовано при изготовлении топливных коллекторов малоразмерных газотурбинных двигателей различного типа и назначения, включающих центробежный компрессор, прямоточную кольцевую камеру сгорания и турбину.The invention relates to aircraft engine manufacturing, namely to fuel manifolds of a gas turbine engine (GTE), and can be used in the manufacture of fuel manifolds of small-sized gas turbine engines of various types and purposes, including a centrifugal compressor, a direct-flow annular combustion chamber and a turbine.

Известен коллектор газотурбинного двигателя, включающий кольцевую трубу для подачи топлива к форсункам, подводящий трубопровод и входной штуцер (RU 2241908, 2004 г., RU 2375597, 2009 г).A gas turbine engine manifold is known, including an annular pipe for supplying fuel to the injectors, a supply pipeline and an inlet fitting (RU 2241908, 2004, RU 2375597, 2009).

В известных технических решениях коллектор установлен в камере сгорания газотурбинного двигателя, а входной штуцер расположен вне камеры сгорания.In known technical solutions, the manifold is installed in the combustion chamber of a gas turbine engine, and the inlet fitting is located outside the combustion chamber.

Общим существенным недостатком указанных технических решений является недостаточные технические возможности, связанные с невозможностью обеспечения последовательного включения форсунок в соответствии с режимами работы двигателя.A common significant drawback of these technical solutions is the insufficient technical capabilities associated with the inability to ensure sequential activation of the injectors in accordance with the engine operating modes.

Известен коллектор газотурбинного двигателя, выполненный в виде кольцевого корпуса с системой подачи топлива, включающей образованные корпусом по меньшей мере два контура топливораспределительных каналов, и радиально и равномерно расположенные на кольцевом корпусе топливные форсунки с топливоподводящими каналами, сообщенными с соответствующими топливораспределительными каналами кольцевого корпуса. (RU 2362030, 2009 г.).A gas turbine engine manifold is known, made in the form of an annular housing with a fuel supply system, including at least two circuits of fuel distribution channels formed by the housing, and fuel injectors radially and evenly located on the annular housing with fuel supply channels connected to the corresponding fuel distribution channels of the annular housing. (RU 2362030, 2009).

В известном техническом решении топливный коллектор содержит две теплобарьерных системы, обеспечивающие тепловую защиту корпуса коллектора, выполненные в виде кремнеземной ленты и соответствующих экранов, что значительно увеличивает габаритные размеры топливного коллектора и соответственно влияет на габаритные размеры двигателя.In the known technical solution, the fuel manifold contains two heat barrier systems that provide thermal protection of the manifold body, made in the form of a silica tape and corresponding screens, which significantly increases the overall dimensions of the fuel manifold and, accordingly, affects the overall dimensions of the engine.

Наиболее близким по совокупности существенных признаков и назначению к заявляемому техническому решению является топливный коллектор газотурбинного двигателя, выполненный в виде диска с системой подачи топлива, включающей выполненные в диске топливные каналы и радиально и равномерно расположенные на торцевой поверхности диска топливные форсунки, сообщенные с топливными каналами (RU 2103611, 1998 г.).The closest in terms of the set of essential features and purpose to the claimed technical solution is the fuel manifold of a gas turbine engine, made in the form of a disk with a fuel supply system, including fuel channels made in the disk and fuel injectors radially and evenly located on the end surface of the disk, communicating with the fuel channels ( RU 2103611, 1998).

В известном техническом решении топливный коллектор выполнен выносным и расположен в кольцевой камере сгорания. При этом форсунки системы подачи топлива расположены концентрично, а сообщенные с каждой из форсунок топливные каналы выполнены наклонными и расположены в шахматном порядке.In the known technical solution, the fuel manifold is made remote and located in an annular combustion chamber. In this case, the injectors of the fuel supply system are located concentrically, and the fuel channels communicating with each of the injectors are inclined and arranged in a checkerboard pattern.

Таким образом, общим существенным недостатком известных технических решений, указанных выше, являются значительные осевые и радиальные размеры, не обеспечивающие возможность использования известных технических решений в конструкции малоразмерных газотурбинных двигателей, поскольку подводящие к топливным форсункам трубопроводы в малоразмерных газотурбинных двигателях сложно защитить от теплового излучения без увеличения габаритных размеров двигателя.Thus, a common significant disadvantage of the known technical solutions mentioned above is the significant axial and radial dimensions, which do not provide the possibility of using the known technical solutions in the design of small-sized gas turbine engines, since the pipelines supplying fuel injectors in small-sized gas turbine engines are difficult to protect from thermal radiation without increasing overall dimensions of the engine.

Техническая проблема, решаемая заявляемым изобретением, заключается в расширении арсенала технических средств, а именно в создании топливного коллектора, обеспечивающего расширение технических возможностей при создании малоразмерных газотурбинных двигателей.The technical problem solved by the claimed invention is to expand the arsenal of technical means, namely, to create a fuel manifold that provides expanded technical capabilities when creating small-sized gas turbine engines.

Технический результат, достигаемый при реализации настоящего изобретения, заключается в реализации его назначения, т.е. в создании топливного коллектора, обеспечивающего расширение технических возможностей при создании малоразмерных газотурбинных двигателей за счет снижения радиальных и осевых габаритных размеров.The technical result achieved by implementing the present invention lies in the implementation of its purpose, i.e. in the creation of a fuel manifold that provides expansion of technical capabilities when creating small-sized gas turbine engines by reducing the radial and axial overall dimensions.

Заявленный технический результат достигается тем, что в топливном коллекторе газотурбинного двигателя, выполненном в виде диска с системой подачи топлива, включающей выполненные в диске топливные каналы и радиально и равномерно расположенные на торцевой поверхности диска топливные форсунки, сообщенные с топливными каналами, согласно предлагаемому техническому решению диск выполнен ступенчатым с сквозным осевым отверстием, предназначенным для размещения опоры вала компрессора и турбины, система подачи топлива включает по меньшей мере два контура каналов, расположенных в ступени большего диаметра в параллельных плоскостях, перпендикулярных оси сквозного осевого отверстия, причем каналы контуров образуют правильные многоугольники, концы каналов в каждом контуре сообщены между собой, а один конец каждого из каналов дополнительно сообщен с внешней цилиндрической поверхностью ступени большего диаметра, форсунки расположены на торцевой поверхности ступени большего диаметра со стороны ступени меньшего диаметра и в каждом контуре сообщены с концами топливных каналов, сообщенных между собой, а топливный коллектор снабжен лопатками, расположенными на торцевой поверхности ступени диска большего диаметра и формирующими диффузор, и лопатками, расположенными на боковой поверхности ступени диска большего диаметра и формирующими спрямляющий аппарат компрессора газотурбинного двигателя, и расположенными в ступени большего диаметра каналом подачи воздушно-масляной смеси, сообщенным с сквозным осевым отверстием, и сквозными воздушными каналами, расположенными равномерно по окружности параллельно сквозному осевому отверстию и предназначенными для уменьшения потерь воздуха.The claimed technical result is achieved by the fact that in the fuel manifold of a gas turbine engine, made in the form of a disk with a fuel supply system, including fuel channels made in the disk and fuel injectors radially and evenly located on the end surface of the disk, communicating with the fuel channels, according to the proposed technical solution, the disk made stepped with a through axial hole designed to accommodate the support of the compressor and turbine shaft, the fuel supply system includes at least two channel contours located in steps of a larger diameter in parallel planes perpendicular to the axis of the through axial hole, and the channels of the circuits form regular polygons, ends channels in each circuit are connected to each other, and one end of each channel is additionally communicated with the outer cylindrical surface of the stage of larger diameter, the nozzles are located on the end surface of the stage of larger diameter on the side of the stage of smaller diameter and in each circuit are connected with the ends of the fuel channels communicated with each other , and the fuel manifold is equipped with blades located on the end surface of the disk stage of a larger diameter and forming a diffuser, and blades located on the side surface of the disk stage of a larger diameter and forming a straightening apparatus of the gas turbine engine compressor, and an air-oil mixture supply channel located in the larger diameter stage , communicated with a through axial hole, and through air channels located evenly around the circumference parallel to the through axial hole and designed to reduce air losses.

Существенность отличительных признаков технического решения подтверждается тем, что только совокупность всех конструктивных признаков, описывающих изобретение, позволяет обеспечить решение поставленной технической проблемы с достижением заявленного технического результата, заключающегося в реализации ее назначения, т.е. в создании топливного коллектора, обеспечивающего расширение технических возможностей при создании малоразмерных газотурбинных двигателей за счет снижения радиальных и осевых габаритных размеров.The significance of the distinctive features of the technical solution is confirmed by the fact that only the totality of all the design features that describe the invention makes it possible to provide a solution to the posed technical problem with the achievement of the stated technical result, which consists in realizing its purpose, i.e. in the creation of a fuel manifold that provides expansion of technical capabilities when creating small-sized gas turbine engines by reducing the radial and axial overall dimensions.

Изобретение поясняется следующим подробным описанием и иллюстрациями, где:The invention is illustrated by the following detailed description and illustrations, where:

- на фигуре 1 изображен топливный коллектор газотурбинного двигателя;- figure 1 shows the fuel manifold of a gas turbine engine;

- на фигуре 2 изображено сечении А-А на фиг.1;- figure 2 shows section A-A in figure 1;

- на фигуре 3 изображено сечение Б-Б на фиг.1;- figure 3 shows a section BB in figure 1;

- на фигуре 4 изображен вид В на фиг.1;- figure 4 shows view B in figure 1;

- на фигуре 5 изображен вид Г на фиг.1;- figure 5 shows view G in figure 1;

- на фигуре 6 изображено сечение Д-Д на фиг.5;- figure 6 shows cross-section D-D in figure 5;

- на фигуре 7 изображено сечение Е-Е на фиг.4- figure 7 shows cross section E-E in figure 4

- на фигуре 8 изображен вид Ж на фиг.7.- figure 8 shows view G in figure 7.

На фигурах 1-8 приняты следующие обозначения:In figures 1-8 the following notations are used:

1 - ступень большего диаметра;1 - stage of larger diameter;

2 - ступень меньшего диаметра;2 - stage of smaller diameter;

3 - сквозное осевое отверстие;3 - through axial hole;

4 - ребра жесткости;4 - stiffeners;

5 - канала первого контура;5 - primary circuit channel;

6 - каналы второго контур;6 - channels of the second circuit;

7 - резьбовые участки каналов 5 первого контура7 - threaded sections of channels 5 of the primary circuit

8 - резьбовые участки каналов 6 второго контура;8 - threaded sections of channels 6 of the second circuit;

9 - вход для подачи топлива первого контура;9 - input for supplying fuel to the primary circuit;

10 - вход для подачи топлива второго контура;10 - input for supplying fuel to the secondary circuit;

11 - форсунки каналов 5 первого контура;11 - injectors of channels 5 of the primary circuit;

12 - форсунки каналов 6 второго контура;12 - injectors of channels 6 of the second circuit;

13 - лопатки диффузора;13 - diffuser blades;

14 - лопатки осевого спрямляющего аппарата;14 - blades of the axial straightening apparatus;

15 - канал подачи масловоздушной смеси;15 - channel for supplying the oil-air mixture;

16 - воздушные каналы;16 - air channels;

17 - полость камеры сгорания;17 - cavity of the combustion chamber;

18 - задисковая полость18 - post-disc cavity

Топливный коллектор газотурбинного двигателя, выполнен в виде ступенчатого диска, включающего ступень 1 большего диаметра и ступень 2 меньшего диаметра, с сквозным осевым отверстием 3, предназначенным для размещения опоры вала последовательно расположенных со стороны ступени 1 большего диаметра компрессора и со стороны ступени 2 меньшего диаметра камеры сгорания и турбины (на чертеже не показаны).The fuel manifold of a gas turbine engine is made in the form of a stepped disk, including stage 1 of a larger diameter and stage 2 of a smaller diameter, with a through axial hole 3 designed to accommodate a shaft support sequentially located on the side of stage 1 of a larger diameter of the compressor and on the side of stage 2 of a smaller diameter of the chamber combustion and turbines (not shown in the drawing).

Для повышения прочностных характеристик ступенчатого диска между ступенями 1 и 2 выполнены ребра жесткости 4 (см. фиг.1). Таким образом, ступенчатый диск топливного коллектора является несущей деталью малоразмерного газотурбинного двигателя, что позволяет снизить его осевые габаритные размеры. Топливный коллектор содержит также систему подачи топлива, которая включает по меньшей мере два контура. Каналы 5 первого контура и каналы 6 второго контура расположены в ступени 1 большего диаметра в параллельных плоскостях, перпендикулярных оси сквозного осевого отверстия 3. При этом обращенные друг к другу концы каналов 5 первого контура и обращенные друг к другу концы каналов 6 второго контура сообщены между собой и образуют в параллельных плоскостях правильные многоугольники, причем один из концов каналов 5 первого контура и один из концов каналов 6 второго контура сообщены с внешней цилиндрической поверхностью ступени 1 большего диаметра, и на каждом из этих концов выполнены резьбовые участки 7 каналов 5 первого контура и резьбовые участки 8 каналов 6 второго контура. В одном из каналов 5 первого контура выполнен вход 9 для подачи топлива первого контура, а в одном из каналов 6 второго контура выполнен аналогичный вход 10 для подачи топлива второго контура. Входы 9 и 10 для подачи топлива предназначены для сообщения с соответствующими трубопроводами (на чертеже не показаны), что позволяет снизить радиальные габаритные размеры. Система подачи топлива также включает ряд форсунок, радиально и равномерно расположенных на торцевой поверхности ступени 1 большего диаметра со стороны ступени 2 меньшего диаметра. При этом часть форсунок 11 сообщена с обращенными друг к другу концами каналов 5 первого контура, а часть форсунок 12 аналогичным образом сообщена с обращенными друг к другу концами каналов 6 второго контура (см. фиг.2, 3). Топливный коллектор снабжен лопатками 13, расположенными на торцевой поверхности ступени 1 большего диаметра и формирующими диффузор, и лопатками 14, расположенными на боковой поверхности ступени 1 большего диаметра и формирующими спрямляющий аппарат (см. фиг.1, 4) компрессора, что также позволяет снизить осевые габаритные размеры газотурбинного двигателя. Кроме того, топливный коллектор снабжен расположенными в ступени 1 большего диаметра каналом 15 подачи воздушно-масляной смеси, предназначенной для смазки и охлаждения опоры вала, сообщенным с сквозным осевым отверстием 3 (см. фиг.6), и сквозными воздушными каналами 16, расположенными равномерно по окружности параллельно сквозному осевому отверстию 3 (см. фиг.5, 7, 8) и предназначенными для отвода воздуха из полости 17 камеры сгорания в задисковую полость 18, пределы диска, что способствует повышению эффективности работы компрессора за счет уменьшения перетечек воздуха после рабочего колеса компрессора через лабиринтные уплотнения опоры вала.To increase the strength characteristics of the stepped disk, stiffening ribs 4 are made between stages 1 and 2 (see Fig. 1). Thus, the stepped disk of the fuel manifold is a load-bearing part of a small-sized gas turbine engine, which makes it possible to reduce its axial overall dimensions. The fuel manifold also contains a fuel supply system, which includes at least two circuits. The channels 5 of the first circuit and the channels 6 of the second circuit are located in a stage 1 of larger diameter in parallel planes perpendicular to the axis of the through axial hole 3. In this case, the ends of the channels 5 of the first circuit facing each other and the ends of the channels 6 of the second circuit facing each other are communicated with each other and form regular polygons in parallel planes, and one of the ends of the channels 5 of the first circuit and one of the ends of the channels 6 of the second circuit are communicated with the outer cylindrical surface of the stage 1 of larger diameter, and at each of these ends there are threaded sections 7 of the channels 5 of the first circuit and threaded sections 8 channels 6 of the second circuit. In one of the channels 5 of the first circuit there is an input 9 for supplying fuel to the first circuit, and in one of the channels 6 of the second circuit there is a similar input 10 for supplying fuel to the second circuit. Inputs 9 and 10 for supplying fuel are designed to communicate with the corresponding pipelines (not shown in the drawing), which makes it possible to reduce the radial overall dimensions. The fuel supply system also includes a number of nozzles radially and evenly spaced on the end surface of the larger diameter stage 1 on the side of the smaller diameter stage 2. In this case, part of the injectors 11 is connected with the ends of the channels 5 of the first circuit facing each other, and part of the injectors 12 is similarly communicated with the ends of the channels 6 of the second circuit facing each other (see Figs. 2, 3). The fuel manifold is equipped with blades 13 located on the end surface of stage 1 of a larger diameter and forming a diffuser, and blades 14 located on the side surface of stage 1 of a larger diameter and forming a straightening apparatus (see Fig. 1, 4) of the compressor, which also makes it possible to reduce the axial overall dimensions of the gas turbine engine. In addition, the fuel manifold is equipped with a channel 15 of larger diameter located in stage 1 for supplying an air-oil mixture, intended for lubrication and cooling of the shaft support, communicated with a through axial hole 3 (see Fig. 6), and through air channels 16, evenly spaced along the circumference parallel to the through axial hole 3 (see Fig. 5, 7, 8) and designed to remove air from the cavity 17 of the combustion chamber into the back-disk cavity 18, the limits of the disk, which helps to increase the efficiency of the compressor by reducing air flow after the impeller compressor through the labyrinth seals of the shaft support.

Топливный коллектор газотурбинного двигателя работает следующим образом.The fuel manifold of a gas turbine engine works as follows.

Воздух, после сжатия в рабочем колесе (на чертеже не показано) компрессора поступает на лопатки 13 диффузора, где кинетическая энергия преобразуется в потенциальную. Двигаясь дальше воздух попадает на лопатки 14 осевого спрямляющего аппарата, а затем поток воздуха поступает в камеру сгорания (на чертеже не показана). Поток воздуха протекает на протяжении всего времени работы двигателя с постепенным увеличением расхода до расчетных значений. При этом незначительная часть воздуха, составляющая менее 1% от общего массового расхода, перетекает через воздушные каналы 16, которые позволяют перетекать воздуху из полости 17 камеры сгорания в задисковую полость 18. Таким образом в задисковой полости 18 создается давление большее, чем в проточной части компрессора, что влечет за собой уменьшение перетечек за рабочим колесом компрессора, причем эта часть воздуха также перетекает на протяжении всего времени работы двигателя.The air, after being compressed in the impeller (not shown in the drawing) of the compressor, enters the diffuser blades 13, where kinetic energy is converted into potential energy. Moving further, the air hits the blades 14 of the axial straightening apparatus, and then the air flow enters the combustion chamber (not shown in the drawing). The air flow flows throughout the entire operating time of the engine with a gradual increase in flow rate to the calculated values. In this case, a small part of the air, amounting to less than 1% of the total mass flow, flows through the air channels 16, which allow air to flow from the cavity 17 of the combustion chamber into the back-disk cavity 18. Thus, a pressure greater than in the flow part of the compressor is created in the behind-disk cavity 18 , which entails a reduction in leakage behind the compressor impeller, and this part of the air also flows throughout the entire operating time of the engine.

Смазка и охлаждение опор вала компрессора и турбины осуществляется через канал 15 подачи масловоздушной смеси. Отвод последней осуществляется через сквозное осевое отверстие 3. При этом воздушно-масляная смесь также подается к опорам на протяжении всего времени работы двигателя с постепенным увеличением расхода.Lubrication and cooling of the compressor and turbine shaft supports is carried out through channel 15 for supplying the oil-air mixture. The latter is discharged through a through axial hole 3. In this case, the air-oil mixture is also supplied to the supports throughout the entire operating time of the engine with a gradual increase in flow rate.

Топливо для камеры сгорания подается раздельно в каждый из контуров через входы 9 и 10 для подачи топлива. Каждый контур имеет равное количество выходов топлива к форсункам 11 каналов 5 первого контура и форсункам 12 каналов 6 второго контура. Для того, чтобы контуры топливной системы образовывали правильный замкнутые многоугольники и имели выход только к соответствующим форсункам 11 и 12, в резьбовых участках 7 каналов 5 первого контура и резьбовых участках 8 каналов 6 второго контура каналов 5 и 6 устанавливают заглушки (на чертеже не показаны). При этом форсунки 11 каналов 5 первого контура включаются при заполнении каналов 5 при запуске двигателя (при режиме розжига камеры сгорания), и работают на протяжении всего времени работы двигателя. Работа второго контура осуществляется аналогичным образом, т.е. топливо поступает в каналы 6 второго контура, заполняет его и направляется на форсунки 12 каналов 6 второго контура, после чего топливо впрыскивается в камеру сгорания. Второй топливный контур обеспечивает подвод топлива к группе форсунок 12 каналов 6 второго контура, который включается при достижении на первом контуре расхода топлива не менее 30% от общего расхода топлива в двигателе и работает вплоть до максимального режима. Таким образом, данная конструкция топливного коллектора позволяет совместить функции сжатия и направления воздуха, подачи топлива к форсункам и воздушно-масляной смеси к опоре, принятия нагрузки, и размещения опоры ротора и перепуска воздуха за счет выполнение диска ступенчатым с сквозным осевым отверстием, системы подачи топлива по меньшей мере в виде двух контуров каналов, расположенных в ступени большего диаметра в параллельных плоскостях, перпендикулярных оси сквозного осевого отверстия и образующих правильные многоугольники, сообщение концов каналов в каждом контуре между собой, а одного конца каждого из каналов дополнительно с внешней цилиндрической поверхностью ступени большего диаметра, расположение форсунок на торцевой поверхности ступени большего диаметра со стороны ступени меньшего диаметра и сообщение форсунок в каждом контуре с концами топливных каналов, сообщенных между собой, снабжение топливного коллектора лопатками, расположенными на торцевой поверхности ступени диска большего диаметра и формирующими диффузор, и лопатками, расположенными на боковой поверхности ступени диска большего диаметра и формирующими спрямляющий аппарат компрессора газотурбинного двигателя, каналом подачи воздушно-масляной смеси, сообщенным с сквозным осевым отверстием, и сквозными воздушными каналами, расположенными равномерно по окружности параллельно сквозному осевому отверстию и предназначенными для уменьшения потерь воздуха, что позволяет реализовать его назначения, т.е. создать топливный коллектор, обеспечивающий расширение технических возможностей при создании малоразмерных газотурбинных двигателей за счет снижения радиальных и осевых габаритных размеров.Fuel for the combustion chamber is supplied separately to each of the circuits through inputs 9 and 10 for fuel supply. Each circuit has an equal number of fuel outlets to the injectors 11 of channels 5 of the first circuit and the injectors 12 of channels 6 of the second circuit. In order for the fuel system circuits to form regular closed polygons and have access only to the corresponding injectors 11 and 12, plugs are installed in the threaded sections 7 of channels 5 of the first circuit and the threaded sections 8 of channels 6 of the second circuit of channels 5 and 6 (not shown in the drawing) . In this case, the injectors 11 of channels 5 of the first circuit are turned on when channels 5 are filled when starting the engine (when the combustion chamber is ignited), and operate throughout the entire operating time of the engine. The operation of the second circuit is carried out in a similar way, i.e. fuel enters channels 6 of the second circuit, fills it and is sent to the injectors 12 of channels 6 of the second circuit, after which the fuel is injected into the combustion chamber. The second fuel circuit provides fuel supply to the group of injectors 12 channels 6 of the second circuit, which is turned on when the fuel consumption in the first circuit reaches at least 30% of the total fuel consumption in the engine and operates up to the maximum mode. Thus, this design of the fuel manifold allows you to combine the functions of compressing and directing air, supplying fuel to the injectors and the air-oil mixture to the support, accepting the load, and placing the rotor support and air bypass due to the execution of the disc as a step with a through axial hole, fuel supply system at least in the form of two contours of channels located in a step of a larger diameter in parallel planes, perpendicular to the axis of the through axial hole and forming regular polygons, communication of the ends of the channels in each contour with each other, and one end of each of the channels additionally with the outer cylindrical surface of the step of the larger diameter, the location of the nozzles on the end surface of the stage of a larger diameter on the side of the stage of a smaller diameter and the communication of the nozzles in each circuit with the ends of the fuel channels communicated with each other, the supply of the fuel manifold with blades located on the end surface of the disk stage of a larger diameter and forming a diffuser, and blades, located on the side surface of the disk stage of a larger diameter and forming the straightening apparatus of the gas turbine engine compressor, an air-oil mixture supply channel communicated with the through axial hole, and through air channels located evenly around the circumference parallel to the through axial hole and designed to reduce air losses, which allows you to realize its purposes, i.e. to create a fuel manifold that provides expansion of technical capabilities when creating small-sized gas turbine engines by reducing the radial and axial overall dimensions.

Claims

A fuel manifold of a gas turbine engine, made in the form of a disk with a fuel supply system, including fuel channels made in the disk and fuel injectors radially and evenly located on the end surface of the disk, communicating with the fuel channels, characterized in that the disk is stepped with a through axial hole designed to accommodate the compressor and turbine shaft support, the fuel supply system includes at least two channel circuits located in stages of larger diameter in parallel planes perpendicular to the axis of the through axial hole, and the circuit channels form regular polygons, the ends of the channels in each circuit are connected to each other, and one end of each of the channels is additionally communicated with the outer cylindrical surface of the stage of larger diameter, the nozzles are located on the end surface of the stage of larger diameter on the side of the stage of smaller diameter and in each circuit are connected with the ends of the fuel channels communicated with each other, and the fuel manifold is equipped with blades located on the end surface of a disk stage of a larger diameter and forming a diffuser, and blades located on the side surface of a disk stage of a larger diameter and forming a straightening apparatus of a gas turbine engine compressor, and an air-oil mixture supply channel located in a stage of a larger diameter, connected with a through axial hole, and through air channels located evenly around the circumference parallel to the through axial hole and designed to reduce air loss.