RU54144U1

RU54144U1 - RING COMBUSTION CAMERA OF A GAS-TURBINE ENGINE

Info

Publication number: RU54144U1
Application number: RU2005135558/22U
Authority: RU
Inventors: Владимир Васильевич Птицын; Андрей Владимирович Охлобыстин; Алексей Витальевич Бубенцов
Original assignee: Открытое акционерное общество "Научно-производственное объединение "Сатурн"
Priority date: 2005-11-15
Filing date: 2005-11-15
Publication date: 2006-06-10

Abstract

Полезная модель относится к камерам сгорания газотурбинных двигателей и может найти применение в турбомашиностроении, в частности в авиадвигателестроении.The utility model relates to the combustion chambers of gas turbine engines and can find application in turbomachinery, in particular in aircraft engine building.

Технической задачей предлагаемого решения является улучшение розжига камеры сгорания.The technical task of the proposed solution is to improve the ignition of the combustion chamber.

Поставленная техническая задача решается тем, что кольцевая камера сгорания газотурбинного двигателя содержит жаровую трубу, по крайней мере, одно запальное устройство, и форсунки расположенные по окружности жаровой трубы, при этом оси форсунок и запального устройства располагаются в плоскостях, проходящих через ось жаровой трубы.The stated technical problem is solved in that the annular combustion chamber of a gas turbine engine contains a flame tube, at least one ignition device, and nozzles located around the circumference of the flame tube, while the axis of the nozzles and the ignition device are located in planes passing through the axis of the flame tube.

Новым в предлагаемом решении является то, что плоскость, в которой лежит ось запального устройства, расположена между плоскостями, проходящими через оси соседних форсунок. Благодаря такому расположению запального устройства розжиг камеры сгорания происходит при оптимальных условиях.New in the proposed solution is that the plane in which the axis of the ignition device lies is located between the planes passing through the axes of adjacent nozzles. Due to this arrangement of the ignition device, ignition of the combustion chamber occurs under optimal conditions.

Description

Известны кольцевые камеры сгорания [С.И.Ловинский, Г.И.Линко, Г.П.Анучкин «Конструкция и основы проектирования авиационных ГТД» издательство «Машиностроение» Москва, 1977 год, стр.104, рис.5.14] и [Патент США, №US 6,240,731 B1, Jun. 5, 2001]. В указанных конструкциях ось запального устройства расположена в плоскости, проходящей через ось форсунки и ось жаровой трубы, в зоне, где имеются повышенные, по сравнению с остальными точками в сечении жаровой трубы, скорости топливовоздушной смеси, выходящей из фронтового устройства завихрительного типа.Known annular combustion chambers [S.I. Lovinsky, G.I. Linko, G.P. Anuchkin "Design and design of aircraft gas turbine engines" publishing house "Engineering" Moscow, 1977, p. 104, Fig.5.14] and [Patent USA No. US 6,240,731 B1, Jun. 5, 2001]. In these structures, the axis of the ignition device is located in the plane passing through the axis of the nozzle and the axis of the flame tube, in the zone where there are increased, compared with other points in the cross section of the flame tube, air-fuel mixture velocity exiting from the front-end swirl type device.

Недостатком таких конструкций является расположение запального устройства в зоне повышенных скоростей топливовоздушной смеси, что приводит к ухудшению розжига камеры сгорания.The disadvantage of such designs is the location of the ignition device in the area of high speeds of the air-fuel mixture, which leads to a deterioration in the ignition of the combustion chamber.

Технической задачей предлагаемого решения является расположение запального устройства в зоне имеющей пониженные, оптимальные для розжига, скорости топливовоздушной смеси.The technical task of the proposed solution is the location of the ignition device in the zone having reduced, optimal for ignition, air-fuel mixture speeds.

Поставленная техническая задача решается тем, что кольцевая камера сгорания газотурбинного двигателя содержит жаровую трубу с фронтовым устройством завихрительного типа, по крайней мере, одно запальное устройство, и форсунки, расположенные по окружности жаровой трубы, при этом оси форсунок и запального устройства располагаются в плоскостях, проходящих через ось жаровой трубы.The stated technical problem is solved in that the annular combustion chamber of a gas turbine engine contains a flame tube with a frontal swirl type device, at least one ignition device, and nozzles located around the circumference of the flame tube, while the axis of the nozzles and the ignition device are located in planes passing through the axis of the flame tube.

Новым в предлагаемом решении является то, что плоскость, в которой лежит ось запального устройства, расположена между плоскостями, проходящими через оси соседних форсунок.New in the proposed solution is that the plane in which the axis of the ignition device lies is located between the planes passing through the axes of adjacent nozzles.

На фиг.1 представлен вид сбоку кольцевой камеры сгорания. На фиг.2 показан разрез А-А кольцевой камеры сгорания.Figure 1 presents a side view of the annular combustion chamber. Figure 2 shows a section aa of the annular combustion chamber.

Кольцевая камера сгорания 1 содержит жаровую трубу 2 со стенками 3, фронтовое устройство завихрительного типа 4, запальное устройство 5 и форсунки 6. Оси 7 форсунок 6 и ось 8 запального устройства 5 располагаются в плоскостях, проходящих через ось 9 жаровой трубы 2. При этом плоскость, в которой лежит ось 8 запального устройства 5, расположена между плоскостями, проходящими через оси 7 соседних форсунок 6.The annular combustion chamber 1 contains a flame tube 2 with walls 3, a frontal swirl type device 4, an ignition device 5 and nozzles 6. The axes 7 of the nozzles 6 and the axis 8 of the ignition device 5 are located in planes passing through the axis 9 of the flame tube 2. In this case, the plane , in which lies the axis 8 of the ignition device 5, is located between the planes passing through the axis 7 of the adjacent nozzles 6.

Работа кольцевой камеры сгорания 1 осуществляется следующим образом. Через фронтовое устройство завихрительного типа 4 в жаровую трубу 2 подводится воздух. Из форсунки 6 во фронтовое устройство 4 подводится топливо. Во фронтовом устройстве завихрительного типа 4 воздух смешивается с топливом. При этом образуется топливовоздушная смесь, которая выходит из фротового устройства в виде конуса 10. Количество топливных конусов 10 в жаровой трубе 2 соответствует количеству форсунок 6. В плоскости проходящей через ось 7 форсунки 6 и ось 9 жаровой трубы 2 топливный конус 10 наиболее приближен к стенке 3 жаровой трубы 2. В плоскости, в которой лежит ось 8 запального устройства 5, топливный конус 10 удален от стенки 3 жаровой трубы 2. В этой плоскости у стенки 3 жаровой трубы 2 имеются пониженные скорости топливовоздушной смеси. Пониженные скорости в этой зоне обеспечивают наиболее благоприятные условия для распространения пламени и соответственно для розжига камеры сгорания 1.The operation of the annular combustion chamber 1 is as follows. Through the front device of the swirl type 4, air is introduced into the flame tube 2. Fuel is supplied from the nozzle 6 to the front device 4. In the swirl type front device 4, air is mixed with fuel. In this case, a fuel-air mixture is formed, which leaves the froth device in the form of a cone 10. The number of fuel cones 10 in the flame tube 2 corresponds to the number of nozzles 6. In the plane of the nozzle 6 passing through axis 7 and the axis of the flame tube 2, the fuel cone 10 is closest to the wall 3 of the flame tube 2. In the plane in which the axis 8 of the ignition device 5 lies, the fuel cone 10 is removed from the wall 3 of the flame tube 2. In this plane, the wall 3 of the flame tube 2 has reduced air-fuel mixture speeds. Reduced speeds in this zone provide the most favorable conditions for the spread of flame and, accordingly, for ignition of the combustion chamber 1.

Благодаря такому расположению запального устройства розжиг камеры сгорания происходит при оптимальных условиях.Due to this arrangement of the ignition device, ignition of the combustion chamber occurs under optimal conditions.

Подобная конструкция в настоящее время проходит испытания, результаты которых подтверждают заявленные свойства.A similar design is currently undergoing tests, the results of which confirm the claimed properties.

Claims

An annular combustion chamber of a gas turbine engine having a flame tube, at least one ignition device, and nozzles arranged around the circumference of the flame tube, wherein the axis of the nozzles and the ignition device are located in planes passing through the axis of the flame tube, characterized in that the plane in which lies the axis of the ignition device, located between planes passing through the axes of adjacent nozzles.