Патенты автора Сипатов Алексей Матвеевич (RU)
Изобретение относится к газотурбинным двигателям наземного применения и может быть использовано для сжигания газообразных топливовоздушных смесей в камерах сгорания газотурбинных двигателей (ГТД) и газотурбинных установок. Пламеперебрасывающий патрубок малоэмиссионной камеры сгорания газотурбинного двигателя содержит трубки пламепереброса, по которым текут горячие газы, соединенные соосно с втулкой, фиксатор. Втулка выполнена плавающей, пламеперебрасывающий патрубок содержит две трубки пламепереброса, входной диаметр D1 которых равен 0.18-0.27 от L, где L - расстояние между двумя жаровыми трубами в местах установки пламеперебрасывающего патрубка, трубки пламепереброса расположены соосно одна в другой по соединительному диаметру D2, закреплены фиксаторами и плотно прилегают к жаровым трубам через плавающие втулки, фиксаторы одной стороной установлены в пазы трубок пламепереброса, другой стороной прикреплены в пазы корпуса камеры сгорания и прижимаются при сборке камеры сгорания стенкой фронтового устройства, соосно трубкам пламепереброса установлен фланец поперечный с уплотнителем. Технический результат - упрощение конструкции. 1 з.п. ф-лы, 2 ил.
Изобретение относится к газотурбинным двигателям наземного применения и может быть использовано для сжигания предварительно перемешанных газообразных топливовоздушных смесей в камерах сгорания газотурбинных двигателей и газотурбинных установок. В стабилизаторе пламени фронтового устройства камеры сгорания газотурбинного двигателя коническая поверхность выполнена с наружной и внутренней сторонами, дополнительно реализовано охлаждение стабилизатора с наружной стороны конической поверхности и полых П-образных лепестков, при этом наружная сторона конической поверхности и полые П-образные лепестки стабилизатора пламени охлаждаются топливовоздушной смесью, поступающей из смесительного канала в отверстия охлаждения, диаметр отверстий охлаждения наружной конической поверхности и полых П-образных лепестков выполнен в диапазоне 0,6 до 1,5 мм, отверстия подачи пилотного газообразного топлива равнорасположены на торце конической поверхности стабилизатора, а их количество равно 2N, где N - количество лепестков стабилизатора. Изобретение позволяет обеспечить высокую полноту сгорания топлива в широком диапазоне режимов работы ГТД, а также обеспечить ресурсные характеристики стабилизатора. 1 з.п. ф-лы, 5 ил.
Горелочный модуль с двустенным распылителем малоэмиссионной многомодульной камеры сгорания // 2791067
Настоящее изобретение относится к газотурбинным двигателям наземного применения и может быть использовано для сжигания предварительно перемешанных газообразных топливовоздушных смесей в камерах сгорания газотурбинных двигателей и газотурбинных установок. Горелочный модуль с двустенным распылителем малоэмиссионной многомодульной камеры сгорания содержит радиальный завихритель с лопатками, расположенными на входе в смесительный канал и установленными под углом α, при этом отношение наружного диаметра dl внутренней стенки смесительного канала к внутреннему диаметру D его наружной стенки находится в пределах 0,55…0,65. Дополнительно содержит двустенный распылитель пилотного топлива, расположенный заподлицо с торцом наружной стенки горелочного модуля, состоящий из распылителя с топливным отверстием и перфорированной стенки, в которых отверстия имеют коллинеарное с осью горелочного модуля расположение, причем отверстия в перфорированной стенке имеют двурядное расположение на относительных высотах 0,9 и 0,6 и в количественном соотношении между рядами распределены в соотношении 2 к 1 соответственно, при этом соотношение суммарной площади отверстий в перфорированной стенке к площади отверстия в распылителе находится в пределах 0,75…0,9. На наружную стенку распылителя нанесено термобарьерное покрытие. Изобретение позволяет обеспечить надежный розжиг и устойчивую работу камеры сгорания на низких режимах, а также эффективное охлаждение распылителя горелочного модуля. 1 з.п. ф-лы, 5 ил.
Изобретение относится к газотурбинным двигателям наземного применения и может быть использовано для сжигания предварительно перемешанных газообразных топливовоздушных смесей в камерах сгорания газотурбинных двигателей и газотурбинных установок. Фронтовое устройство камеры сгорания газотурбинного двигателя содержит горелочный модуль с продольной осью, соосной с осью жаровой трубы, смесительный канал горелочного модуля, каналы подачи топлива с выходными отверстиями подачи топлива, на выходе из смесительного канала располагается стабилизатор пламени с лепестками, лепестки равнорасположены по окружности стабилизатора пламени и закреплены каждый одной стороной треугольника на наружной поверхности стабилизатора пламени, причем торцы боковых граней лепестков размещены радиально в плоскости торца стабилизатора пламени. Лепестки стабилизатора выполнены П-образными, дополнительно на входе в проточную часть смесительного канала выполнен радиально-осевой завихритель с лопатками, внутри которых размещены каналы подачи топлива с выходными отверстиями подачи топлива, через которые топливо подают в смесительный канал, при этом угол наклона α между плоскостью симметрии лопаток радиально-осевого завихрителя и соответствующей радиальной плоскостью, проходящей через ось симметрии фронтового устройства и ось цилиндрического участка канала подачи топлива к выходным отверстиям подачи топлива, равен от 0° до 30°, число выходных отверстий подачи топлива в лопатках радиально-осевого завихрителя находится в диапазоне от 4 до 8, а диаметр ∅ выходных отверстий подачи топлива находится в диапазоне размеров от 0,6 до 1,8 мм, длина L смесительного канала равна 3-7 высоты Н смесительного канала, отношение радиуса внутренней стенки смесительного канала к радиусу его наружной стенки R1/R2 находится в пределах 0,4…0,65, угол β между осью горелочного модуля и линией, образованной пересечением плоскости, проходящей через центральную точку верхней части П-образного лепестка равноудаленно от боковых граней лепестка, и плоскостью, проходящей через ось горелочного модуля и перпендикулярной радиальной линии, проходящей через центральную точку верхней части П-образного лепестка, равен от 0° до 30°. Таким образом, достигается обеспечение широкого диапазона стабильного и беспульсационного малоэмиссионного горения в камере сгорания в широком диапазоне изменения режимов работы двигателя и температуры окружающего воздуха. 4 ил.
Изобретение относится к металлургии, а именно к получению керамических композиционных материалов, применяемых для изготовления деталей камеры сгорания, турбины высокого и низкого давления газотурбинного двигателя (ГТД), работающих при высоких температурах в условиях воздействия продуктов сгорания топлива. Керамический композиционный материал с многослойной структурой содержит по меньшей мере один керамический слой и армирующий слой в виде фольги. Керамический слой выполнен из порошковой смеси системы Si-B-Mo-С, полученной в результате совместного измельчения SiB4, Mo, С, SiC с шарами из WC, а в качестве армирующего слоя применяется молибденовая фольга толщиной 100-200 мкм с барьерным покрытием, при этом содержание компонентов в порошковой смеси составляет, мас.%: SiB4 10-40, Mo 20-50, С 5-10, SiC - остальное. Материал характеризуется высокой стойкостью к окислению в рабочем интервале температур до 1500°С и высокой термостойкостью по сравнению с монолитной керамикой аналогичного фазового состава. 4 з.п. ф-лы, 1 табл., 3 пр.
Изобретение относится к газотурбинным двигателям, в частности к конструкциям основных камер сгорания. Топливовоздушная двухзонная горелка камеры сгорания газотурбинного двигателя, преимущественно работающая на жидком топливе, образующая пилотный и основной контуры и включающая форсунку в виде корпуса с каналами подачи топлива, ряд коаксиально установленных завихрителей в виде кольцевых каналов с лопатками для закрутки воздушного потока, разделитель потока топливовоздушной смеси, размещенный радиально между каналами завихрителей пилотного и основного контуров. Для распыла топлива основного контура применен центробежный тангенциальный распылитель. В пилотном контуре выполнены два канала подвода топлива. В пилотном контуре оптимальное значение коэффициента избытка воздуха на максимальном режиме работы двигателя αпуск.=0,618, a оптимальное значение коэффициента избытка воздуха в основном контуре на максимальном режиме αосн.=1/αпуск.=1,618. Выполнение разделителя потока включающим кольцевой дефлектор и полость, в которых сжатый воздух из компрессора поступает в полость и далее через перфорацию в стенке разделителя потока натекает на кольцевой дефлектор, повышает дисперсность распыла топлива, обеспечивает перемешивание на малой длине, исключает возможность образования горячих и холодных зон и уменьшает пики температур в пламени, что способствует снижению эмиссии NOx, СО, СхНу в продуктах сгорания и улучшению топливной экономичности двигателя. Применение дополнительного канала подвода топлива в пилотном контуре позволяет расширить диапазон устойчивой работы горелки на переходных режимах. 2 з.п. ф-лы, 2 ил.
Топливная форсунка // 2634649
Изобретение относится к энергетике, в частности к распылу различных видов жидкого углеводородного топлива и подготовке топливно-воздушной смеси перед ее сжиганием. Топливная форсунка содержит корпус, топливный канал с распыливающим соплом, воздушные внутренний и наружный каналы, топливный и воздушные внутренний и наружный завихрители для закрутки потоков топлива и воздуха, два электрода, подсоединенных к источнику электрического напряжения, изолирующие втулки между электродами, при этом внутренний воздушный канал образован внутренними поверхностями центрального металлического стержня, размещенного во входном конфузоре внутреннего металлического воздушного завихрителя с острой выходной кромкой, которые вместе с металлической пленкой на данной острой кромке и на выходном торце изолирующей втулки в топливном канале с закрученным потоком топлива одновременно являются одним из электродов, соединенным с потенциальным выходом источника электрического напряжения, а вторым электродом, соединенным с выходом «земля» источника электрического напряжения, является внутренняя поверхность распыливающего сопла в топливном канале вместе с металлическими корпусом и наружным воздушным завихрителем. Изобретение позволяет увеличить полноту сгорания топлива, снизить уровень токсичности выходных продуктов горения. 4 з.п. ф-лы, 3 ил.
Изобретение относится к газотурбинным двигателям авиационного и наземного применения. Жаровая труба камеры сгорания газотурбинного двигателя содержит фронтовое устройство. На фронтовой плите устройства расположены горелочные модули с продольной осью, коллинеарной оси жаровой трубы, с лопаточными радиальными завихрителями и смесительными каналами. Соотношение суммы площадей выходных отверстий горелочных модулей к общей площади фронтовой плиты находится в соотношении от 18 до 30. Лопатки радиального завихрителя расположены на входе в смесительный канал горелочного модуля и установлены под углом в диапазоне от 48 до 53°. В смесительном канале горелочного модуля соосно расположена центральная втулка с канальным завихрителем, имеющим каналы подачи воздуха и топлива в перегородке, выполненные под углом в диапазоне от 90…30° к поверхности лопатки. Длина внутренней стенки смесительного канала составляет 80…90% от длины его наружной стенки. Отношение наружного диаметра внутренней стенки смесительного канала к внутреннему диаметру его наружной стенки находится в пределах 0,55…0,65. Расстояние от выходной плоскости внутренней стенки смесительного канала до канального завихрителя находится в пределах 0,35…0,55 от внутреннего диаметра стенки смесительного канала. В одном из горелочных модулей отсутствуют каналы подвода и подачи топлива в центральную втулку. В канальном завихрителе выполнены каналы только для подачи воздуха. Изобретение обеспечивает надежную и устойчивую работу камеры сгорания на «низких» режимах работы двигателя путем беспульсационного горения топливовоздушной смеси в объеме жаровой трубы камеры сгорания. 1 з.п. ф-лы, 8 ил.
Изобретение относится к газотурбинным двигателям, а более конкретно к конструкциям основных камер сгорания. Система топливопитания камеры сгорания газотурбинного двигателя содержит кольцевой топливный коллектор, установленный вокруг внешней стороны корпуса камеры сгорания, и множество кронштейнов крепления кольцевого коллектора. Каждый из кронштейнов выполнен из нескольких прямолинейных отрезков витого каната, расположенных в единой плоскости. Концы отрезков жестко соединены с крепежными фланцами. Отрезки витого каната дополнительно в средней части соединены между собой как минимум одной планкой. Отрезки витого каната дополнительно покрыты с внешней стороны эластичным материалом. Путем обеспечения достаточно жесткой опоры топливного коллектора на корпус камеры сгорания в осевом и окружном направлениях, компенсации тепловых расширений корпуса в радиальном направлении и демпфирования колебаний системы топливопитания камеры сгорания повышается ее надежность. 2 з.п. ф-лы, 3 ил.
ТОПЛИВНАЯ ФОРСУНКА ГАЗОТУРБИННОГО ДВИГАТЕЛЯ // 2615618
Изобретение относится к авиастроению. Топливная форсунка газотурбинного двигателя, в которой одним из электродов, соединенным с потенциальным выходом источника электрического напряжения, является металлический внутренний воздушный завихритель и соединенная проводящей перемычкой металлическая пленка на внутренней и внешней поверхности конфузора изолирующей втулки, одновременно образующие внутренний воздушный канал. При этом металлическая пленка на наружной поверхности конфузора изолирующей втулки является одновременно одной из стенок топливного канала с закрученным потоком топлива и распыливающим соплом. Другая стенка канала образует конфузорный участок распыливающего сопла и одновременно является вместе с металлическими корпусом, наружным воздушным завихрителем с соплом вторым электродом топливной форсунки. Изобретение позволяет улучшить параметры каплеобразования на выходе топливной форсунки. 4 з.п. ф-лы, 2 ил., 1 табл.
