Запальное устройство для розжига камер сгорания авиационных газотурбинных двигателей

Запальное устройство розжига камеры сгорания авиационных газотурбинных двигателей содержит свечу зажигания и кожух, охватывающий корпус свечи с образованием охлаждающей полости. Кожух снабжен впускным и выпускными отверстиями. Впускное отверстие в корпусе кожуха, соединяющее внешнюю поверхность кожуха с охлаждающей полостью, образованной между корпусом свечи и внутренней поверхностью кожуха, находится при установке запального устройства на двигатель между наружным корпусом камеры сгорания и корпусом жаровой трубы со стороны компрессора двигателя. Торец кожуха соединен с рабочим торцом свечи зажигания. Выпускные отверстия выполнены на торце кожуха параллельно оси свечи и расположены только на противоположной стороне относительно впускного отверстия. Отношение шага выпускных отверстий к их диаметру составляет величину менее трех. Позволяет расширить пусковые характеристики малоэмиссионных камер сгорания, уменьшить массу и габариты агрегатов системы зажигания за счет уменьшения требуемой для розжига камер сгорания запасенной энергии. 3 ил.

 

Изобретение относится к технике розжига камер сгорания авиационных газотурбинных двигателей, а именно к запальным устройствам.

Известно запальное устройство - свеча зажигания, содержащая корпус и кожух обдува с окном для подвода воздуха из вторичного контура камеры сгорания или диффузора камеры сгорания и сброса воздуха по коаксиальной щели, образованной корпусом свечи и кожухом обдува, в зону рабочего торца свечи [1, 2].

Известны также запальные устройства - свечи зажигания газотурбинного двигателя [3-7], содержащие внешний металлический корпус, который имеет кольцевой боковой электрод, нижняя часть которого связана с металлическим корпусом, трубчатый изолятор, центральный электрод, размещенный продольно внутри трубчатого изолятора, рабочий торец, который образует искровой промежуток с нижней частью бокового электрода, и множество пазов с полукруглым сечением, которые расположены на внешней поверхности бокового электрода, причем открытый конец каждого паза в нижней части бокового электрода заканчивается таким образом, что пазы позволяют газовому потоку проходить продольно вокруг свечи для охлаждения, по крайней мере, ее бокового электрода.

Известно также запальное устройство для розжига камер сгорания газотурбинных двигателей [8], содержащее свечу зажигания с цилиндрическим корпусом, размещенную во втулке, имеющей штуцер подачи кислорода, соединенный с внутренней полостью втулки, расположенной между корпусом свечи и втулкой, в рабочем торце втулки выполнено коаксиальное внутренней полости втулки отверстие, имеющее диаметр меньше, чем диаметр внутренней полости втулки, и соединяющее внутреннюю полость втулки с объемом камеры сгорания, дополнительную полость внутри корпуса втулки, размещенную при установке запального устройства на двигателе в зоне между стенками жаровой трубы и камеры сгорания и в рабочем торце втулки, в корпусе втулки выполнено отверстие, соединяющее дополнительную полость внутри корпуса с внешней поверхностью втулки, обращенное при установке запального устройства на двигателе в сторону входного устройства камеры сгорания и размещенное между стенками жаровой трубы и камеры сгорания, по крайней мере, одно отверстие, соединяющее дополнительную полость внутри корпуса втулки с внутренней полостью втулки, отверстия, соединяющие дополнительную полость внутри корпуса втулки в ее рабочем торце с полостью, образованной коаксиальным отверстием в рабочем торце втулки, и объемом камеры сгорания со стороны рабочего торца втулки, при этом цилиндрический корпус свечи выполнен ступенчатым с большим и меньшим диаметрами, поверхность корпуса свечи выполнена с переходом большего его диаметра на меньший перпендикулярно оси свечи и втулки, между этой поверхностью корпуса свечи и внутренней поверхностью рабочего торца корпуса втулки имеется зазор, а цилиндрическая поверхность корпуса свечи с меньшим диаметром размещена в отверстии торца втулки, коаксиальном с внутренней полостью втулки, в которой размещена часть корпуса свечи, имеющая больший диаметр, рабочий торец свечи находится между внешней и внутренней поверхностями рабочего торца втулки, а отверстия, соединяющие дополнительную полость внутри корпуса втулки с полостью, образованной отверстием в рабочем торце втулки, размещены в корпусе втулки таким образом, что выходят в кольцевой зазор, образованный корпусом свечи с меньшим диаметром и соосным с ним отверстием в рабочем торце втулки.

Во всех описаниях свечей зажигания и запальных устройств для охлаждения корпуса свечи используется воздух, отбираемый из вторичного контура камеры (из-за компрессора), который пропускается вдоль корпуса и сбрасывается во внутренний объем камеры сгорания коаксиально корпусу свечи непрерывной струей или струями через отверстия в кожухах охлаждения. Этот поток воздуха экранирует поступающее от форсунки распыленное топливо от искрового промежутка на рабочем торце свечи, что затрудняет розжиг горючей смеси при запуске двигателя вследствие того, что охлаждающий воздух уменьшает концентрацию топлива в зоне розжига свечи. Это ухудшает пусковые характеристики камеры сгорания, уменьшает надежность наземного запуска двигателя, в т.ч. в высотных условиях, ухудшает пусковые характеристики при запуске при увеличенной скорости движения топливной смеси в камере сгорания [9, 10].

Указанных недостатков частично лишено устройство для запуска газотурбинного двигателя, описанное в [11, 12] и принятое за прототип, которое содержит собственно свечу зажигания с корпусом с расположенным в нем центральным электродом и кожух, охватывающий корпус свечи с образованием охлаждающей полости, снабженный впускными и выпускными отверстиями с отражателем с выходным отверстием, причем отражатель скреплен с торцом кожуха перегородкой, выполненной в форме незамкнутого кольца по профилю кожуха, и образует над торцом электрода щелевой канал, при этом по меньшей мере одно впускное отверстие охлаждающей полости выполнено на торце кожуха между электродом и участком перегородки, расположенным напротив ее незамкнутой части, а выходное отверстие отражателя сообщено со щелевым каналом.

Конструкция запального устройства, принятого за прототип, значительно уменьшает эффект экранирования охлаждающим воздухом поступающей в зону рабочего торца свечи с искровым зазором топливной (горючей) смеси, что улучшает пусковые характеристики камеры сгорания. Кроме того, при розжиге горючей смеси при запуске двигателя воздушный поток, протекая в щелевом канале, создает побочный эффект эжекции топливовоздушной смеси из зоны ее обратных токов через отверстие в отражателе. При работе свечи поток плазмы выходит из отверстия (разрядной камеры свечи) в противоположном направлении потоку эжектируемой топливовоздушной смеси, улучшая розжиг горючей смеси при запуске двигателя.

Однако при запуске в условиях низких температур, высотном запуске двигателя с режима авторотации, выполнении запусков при работе противопомпажной системы скорость топливовоздушной смеси возле рабочего торца запального устройства возрастает, состав смеси дополнительно обедняется. Поэтому запальное устройство, принятое за прототип, также имеет относительно низкую воспламеняющую способность и не обеспечивает требуемую надежность розжига камер сгорания при высотном запуске или при запуске в условиях низких температур.

В целях повышения надежности высотных запусков двигателей для обеспечения розжига камер сгорания при низких температурах, выполнения высотных запусков с режима авторотации, запусках при работе противопомпажной системы используются агрегаты систем зажигания с повышенной запасенной энергией до 20 Дж [13, 14], что увеличивает массу систем зажигания, уменьшает ресурс используемого запального устройства за счет увеличения скорости электроэрозионной выработки электродов искрового промежутка свечей. Использование на современных авиационных газотурбинных двигателях так называемых «малоэмисионных камер сгорания» (МЭКС), работающих на бедных топливовоздушных смесях, также требует увеличения энергии, необходимой для розжига горючей смеси в камере сгорания [9, 10].

Таким образом, устройство розжига камер сгорания газотурбинных авиационных двигателей, принятое за прототип, обладает недостаточной эффективностью в части обеспечения надежности розжига топливной смеси в необходимом диапазоне температур и высоты полета современных двигателей, использующих МЭКС, приводит к увеличению массы и габаритов агрегатов зажигания, т.к. требует больших значений энергии, запасенной на накопительных конденсаторах агрегатов зажигания.

Задачей, решаемой заявляемым изобретением, является расширение пусковых характеристик малоэмиссионных камер сгорания, уменьшение массы и габаритов агрегатов системы зажигания за счет уменьшения требуемой для розжига камер сгорания энергии, запасаемой на накопительных конденсаторах емкостных систем зажигания.

Поставленная задача решается устройством розжига камеры сгорания газотурбинных двигателей, содержащим свечу зажигания и кожух, охватывающий корпус свечи с образованием охлаждающей полости, снабженный впускным и выпускными отверстиями, при этом впускное отверстие в корпусе кожуха, соединяющее внешнюю поверхность кожуха с охлаждающей полостью, образованной между корпусом свечи и внутренней поверхностью кожуха, находится при установке запального устройства на двигатель между наружным корпусом камеры сгорания и корпусом жаровой трубы со стороны компрессора двигателя, торец кожуха соединен с рабочим торцем свечи зажигания, выпускные отверстия выполнены на торце кожуха параллельно оси свечи и расположены только на противоположной стороне относительно впускного отверстия, при этом отношение шага выпускных отверстий к их диаметру составляет величину менее трех.

Новым согласно заявляемому изобретению является выполнение отверстий в торце кожуха, соединяющих охлаждающую полость с внутренним объемом камеры сгорания и расположенных только на противоположной стороне относительно входного отверстия при обеспечении отношения шага выпускных отверстий к их диаметру менее трех.

Выполнение впускного и выпускных отверстий на противоположных сторонах корпуса кожуха позволяет установить запальное устройство на двигатель так, чтобы впускное отверстие было расположено со стороны компрессора двигателя, а выпускные отверстия - со стороны, обращенной к турбине двигателя, перпендикулярно движущемуся потоку топливовоздушной смеси, что обеспечивает попадание потока набегающей топливовоздушной смеси как в «сачок».

Выполнение соотношения шага и диаметра выпускных отверстий менее трех обеспечивает слияние истекающих из них струй воздуха на небольшом расстоянии от торца запального устройства в одну пространственную струю, препятствующую движению потока топливовоздушной смеси вдоль торца кожуха охлаждения. В таких условиях, как известно, перед слившейся системой струй образуется передняя отрывная зона с уменьшенной скоростью, где может быть реализовано воспламенение смеси. Таким образом, система струй играет роль своеобразного аэродинамического стабилизатора пламени. Уменьшение скорости потока топливовоздушной смеси в зоне рабочего торца свечи зажигания, на котором генерируется плазма электрического разряда, создание локальной зоны аэродинамической стабилизации (передней отрывной зоны) приводит к уменьшению требуемой энергии, запасенной в агрегате зажигания, для розжига камеры сгорания, обеспечивает значительное расширение пусковых характеристик камеры сгорания и тем самым повышает надежность запуска двигателя, уменьшает требуемую для розжига камер сгорания энергию, запасенную на накопительных конденсаторах агрегатов зажигания, тем самым уменьшая их габариты и массу.

Выполнение впускного отверстия со стороны компрессора позволяет более полно использовать отбираемый из вторичного контура камеры сгорания воздух на образование пространственной струи, сбрасываемой через отверстия в торце запального устройства во внутренний объем камеры сгорания, которая приводит к уменьшению скорости набегающего потока воздуха и топлива в зоне формирования электрического разряда.

На фиг.1 изображено заявляемое запальное устройство для розжига камер сгорания авиационных газотурбинных двигателей со свечой стреляющего типа.

На фиг.2 изображено заявляемое запальное устройство для розжига камер сгорания авиационных газотурбинных двигателей с открытым типом рабочего торца свечи зажигания.

На фиг.3 представлены результаты проведенной апробации предлагаемого запального устройства.

Согласно фиг.1, предлагаемое запальное устройство для розжига камер сгорания авиационных газотурбинных двигателей содержит свечу зажигания 1 и кожух 2, охватывающий корпус свечи с образованием охлаждающей полости 3, снабженной впускным 4 и выпускными отверстиями 5, при этом впускное отверстие 4 в корпусе кожуха, соединяющее внешнюю поверхность кожуха с охлаждающей полостью 3, образованной между корпусом свечи 1 и внутренней поверхностью кожуха, находится при установке запального устройства на двигатель между наружным корпусом камеры сгорания 6 и корпусом жаровой трубы 7 со стороны компрессора двигателя, торец кожуха 8 соединен с рабочим торцем свечи зажигания 9, выпускные отверстия 5 выполнены на торце кожуха 8 параллельно оси свечи и расположены на противоположной стороне относительно впускного отверстия, обращенной при установке запального устройства на двигатель к турбине, перпендикулярно движущемуся потоку топливовоздушной смеси 10, при этом отношение шага выпускных отверстий s к их диаметру d составляет величину менее трех.

Запальное устройство работает следующим образом. Охлаждающий воздух, который поступает через впускное отверстие 4, проходит по охлаждающей полости 3, образованной внутренней поверхностью кожуха 2 и корпусом свечи 1, к торцу свечи 9. Охлаждающий воздух вытекает через ряд выпускных отверстий 5, полукругом опоясывающих отверстие разрядной камеры 11 свечи зажигания для выхода плазмы (а для свечи с открытым типом рабочего торца - кольцевой искровой зазор 11' - см. фиг.2). Эти отверстия, расположенные на противоположной стороне относительно основного воздухозаборника - впускного отверстия 4, обращенной к турбине двигателя, пропускают через себя поток охлаждающего воздуха 12 с образованием струй 13, то есть набегающий поток смеси 10 попадает в них как бы в «сачок».

При соотношении шага указанных отверстий s к их диаметру d менее трех истекающие струи на небольшом расстоянии от торца кожуха 8 сливаются в одну струю. В таких условиях перед слившейся системой струй образуется передняя отрывная зона с уменьшенной скоростью набегающего потока воздуха, где может быть реализовано воспламенение смеси с меньшими значениями запасенной энергии. Как известно, уменьшение скорости топливовоздушной смеси уменьшает требуемую для ее воспламенения энергию [9, 10].

Апробация применяемого запального устройства в составе МЭКС подтвердила эффективность его использования (см. фиг.3). Результаты исследований показали, что диапазон розжига МЭКС с накопленной в агрегате зажигания энергией от 7 до 12 Дж несколько шире, чем диапазон розжига устройств с накопленной энергией 20 Дж. А при использовании агрегатов зажигания с накопленной энергией 20 Дж с применением предлагаемого запального устройства диапазон розжига камер сгорания существенно расширился по объемному расходу воздуха на 20%.

Таким образом, предлагаемое запальное устройство розжига камер сгорания газотурбинных двигателей обеспечивает расширение пусковых характеристик МЭКС, уменьшает энергию, необходимую для розжига топлива в них, и тем самым обеспечивает уменьшение массы и габаритов агрегатов зажигания.

Следствием этих преимуществ предлагаемого запального устройства являются повышение надежности запуска авиационных газотурбинных двигателей.

Значительное расширение диапазона розжига камеры сгорания, достигаемое при использовании предлагаемого запального устройства, позволяет уменьшить заглубление запального устройства в камеру сгорания при сохранении ее достаточного диапазона розжига (пусковых характеристик). Это уменьшает воздействующие на рабочий торец температуры топливовоздушной смеси в камере сгорания, как следствие уменьшается температура рабочего торца запального устройства (свечи зажигания), что увеличивает его ресурс во включениях системы зажигания (время искровой наработки) [9]. Следовательно, предлагаемое запальное устройство позволяет также увеличить ресурс свечей зажигания, тем самым уменьшить затраты на эксплуатацию двигателя.

Источники информации

1. Авиационные газотурбинные двигатели Д30КУ, Д30КП, Москва: Машиностроение, 1988 г. (см. с.198).

2. Свеча зажигания полупроводниковая СП-08ВП-3. Техническое описание и инструкция по эксплуатации 8Г3.240.017 ТО (редакция 1-69) ФГУП УНПП «Молния».

3. Патент Германии №3841941, МПК H01T 13/16, H01T 13/20, H01T 13/32, H01T 13/39, H01T 13/52, H01T 13/00.

4. Патент США №4954743, МПК H01T 13/52, H01T 13/16, H01T 13/20, H01T 13/32, H01T 13/39, H01T 13/00.

5. Патент Великобритании №2213874, МПК H01T 13/52, H01T 13/16, H01T 13/20, H01T 13/32, H01T 13/39, H01T 13/00.

6. Патент Японии №1159986, МПК H01T 13/52, H01T 13/16, H01T 13/20, H01T 13/32, H01T 13/39.

7. Патент США №4771209, МПК H01T 13/46, H01T 13/52, 13/00.

8. Патент РФ №2338910, МПК F02C 7/266, H01T 13/06.

9. А.Н.Лефевр. Процессы в камерах сгорания ГТД. Пер. с англ. - М.: Мир, 1996 г.

10. А.Н.Лефевр. Измерение минимальной энергии зажигания в струе керосино-воздушной смеси. Combustion and Flame №1, август 1976 г.

11. А.А.Иноземцев, М.А.Нихамкин, В.Л.Сандрацкий. Основы конструирования авиационных двигателей и энергетических установок: учеб. / - Москва: Машиностроение, 2008. - Т.2 (см. с.111, рис.6.57).

12. Патент РФ №2136094, МПК H01T 13/06, H01T 13/00.

13. Агрегат зажигания ПВФ-22-20. Руководство по технической эксплуатации 8Г3.246.269 РЭ. ФГУП УНПП «Молния».

14. Агрегат зажигания ПВФ-22-20-10. Техническое описание и инструкция по эксплуатации 8Г3.246.269-01 РЭ. ФГУП УНПП «Молния».

Запальное устройство розжига камеры сгорания авиационных газотурбинных двигателей, содержащее свечу зажигания и кожух, охватывающий корпус свечи с образованием охлаждающей полости, снабженный впускным и выпускными отверстиями, при этом впускное отверстие в корпусе кожуха, соединяющее внешнюю поверхность кожуха с охлаждающей полостью, образованной между корпусом свечи и внутренней поверхностью кожуха, находится при установке запального устройства на двигатель между наружным корпусом камеры сгорания и корпусом жаровой трубы со стороны компрессора двигателя, торец кожуха соединен с рабочим торцем свечи зажигания, отличающееся тем, что выпускные отверстия выполнены на торце кожуха параллельно оси свечи и расположены только на противоположной стороне относительно впускного отверстия, при этом отношение шага выпускных отверстий к их диаметру составляет величину менее трех.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к технике запуска авиационных двигателей, в частности к системам запуска камер сгорания с электрическими системами зажигания. .

Изобретение относится к двигателям внутреннего сгорания, в которых топливно-воздушная смесь воспламеняется с помощью электрических свечей зажигания. .

Изобретение относится к двигателям внутреннего сгорания с электроискровым зажиганием. .

Изобретение относится к системам зажигания газотурбинных двигателей, работающих преимущественно на сжатом природном газе. .

Изобретение относится к технике запуска авиационных двигателей, в частности к системам запуска камер сгорания с электрическими системами зажигания. .

Изобретение относится к свечам зажигания поверхностного разряда, применяемым для инициации плазмы и воспламенения газообразных и жидких топлив. .

Изобретение относится к системам зажигания газотурбинных двигателей. .

Изобретение относится к технологии изготовления емкостных агрегатов зажигания, используемых в системах зажигания авиационных газотурбинных двигателей, и может быть использовано при изготовлении агрегатов зажигания стационарных газотурбинных установок.

Изобретение относится к авиадвигателестроению, в частности к устройствам, предназначенным для розжига камер сгорания газотурбинных двигателей, и может быть использовано в системах зажигания жидкостных ракетных двигателей.

Изобретение относится к устройствам, предназначенным для розжига камер сгорания авиационных газотурбинных двигателей, и может быть использовано в системах зажигании стационарных газотурбинных установок или другом электрооборудовании, заключенном в герметичную оболочку.

Изобретение относится к системам зажигания газотурбинных двигателей авиационного и наземного применения. .

Изобретение относится к области электроэнергетики и может быть использовано для пуска энергетического одновального газотурбинного агрегата, в котором в качестве разгонного двигателя используется турбогенератор, соединенный механически с валом газовой турбины.

Изобретение относится к технике розжига топливовоздушной смеси в камерах сгорания авиационных газотурбинных двигателей

Изобретение относится к технике розжига камер сгорания авиационных газотурбинных двигателей, а именно к запальным устройствам

Наверх