Стенка камеры сгорания с оптимизированным разжижением и охлаждением, камера сгорания и газотурбинный двигатель, снабженный такой стенкой



Стенка камеры сгорания с оптимизированным разжижением и охлаждением, камера сгорания и газотурбинный двигатель, снабженный такой стенкой
Стенка камеры сгорания с оптимизированным разжижением и охлаждением, камера сгорания и газотурбинный двигатель, снабженный такой стенкой
Стенка камеры сгорания с оптимизированным разжижением и охлаждением, камера сгорания и газотурбинный двигатель, снабженный такой стенкой
Стенка камеры сгорания с оптимизированным разжижением и охлаждением, камера сгорания и газотурбинный двигатель, снабженный такой стенкой
Стенка камеры сгорания с оптимизированным разжижением и охлаждением, камера сгорания и газотурбинный двигатель, снабженный такой стенкой
Стенка камеры сгорания с оптимизированным разжижением и охлаждением, камера сгорания и газотурбинный двигатель, снабженный такой стенкой

 


Владельцы патента RU 2478875:

СНЕКМА (FR)

Стенка камеры сгорания газотурбинного двигателя содержит, по меньшей мере, один окружной ряд первичных отверстий, по меньшей мере, один окружной ряд отверстий разжижения и отверстия микроперфорации. Все первичные отверстия расположены в одном и том же осевом положении. Первичные отверстия и отверстия разжижения равномерно распределены на окружности стенки. Отверстия разжижения разделяются на, по меньшей мере, две различные группы в зависимости от величины их диаметра. Часть этих отверстий разжижения имеет наибольший диаметр, а другая часть имеет наименьший диаметр. Отверстия мультиперфорации имеют диаметры, меньшие, чем наименьший диаметр отверстий разжижения. Отверстия разжижения, имеющие наибольший диаметр, и отверстия разжижения, имеющие наименьший диаметр, снабжены задней по потоку кромкой. Отверстия мультиперфорации снабжены передней по потоку кромкой. Отверстия разжижения, имеющие наименьший диаметр, смещены в осевом направлении в сторону движения потока по отношению к отверстиям разжижения, имеющим наибольший диаметр. Задняя по потоку кромка отверстий разжижения малого диаметра расположена на одной линии в окружном направлении с задней по потоку кромкой отверстий разжижения, имеющих наибольший диаметр. Изобретение направлено на оптимизацию размещения отверстий разжижения, исключение возможности появления случайных горячих точек, без увеличения количества загрязняющих выбросов. 3 н. и 2 з.п. ф-лы, 6 ил.

 

Предлагаемое изобретение относится к области газотурбинных двигателей и, в частности, к камере сгорания, для которой оптимизировано питание воздухом разжижения, а также воздухом охлаждения.

Говоря более конкретно, предлагаемое изобретение относится к оптимизации расположения отверстий разжижения, выполненных на стенках этой камеры сгорания.

В последующем изложении выражения "спереди по потоку" или "позади по потоку" будут использоваться для обозначения положений различных элементов конструкции друг относительно друга в осевом направлении, принимая при этом за ориентир направление течения потока газов в двигателе. Кроме того, выражения "внутренний" или "внутренний в радиальном направлении" и "наружный" или "наружный в радиальном направлении" будут использоваться для обозначения положений различных элементов конструкции друг относительно друга в радиальном направлении, принимая при этом за ориентир ось вращения данного газотурбинного двигателя.

Газотурбинный двигатель содержит один или несколько компрессоров, подающих воздух под давлением в камеру сгорания, где этот воздух смешивается с топливом, воспламеняется и сгорает для того, чтобы произвести горячие газообразные продукты сгорания. Эти газообразные продукты сгорания вытекают из камеры сгорания в направлении ее задней по потоку части и поступают в одну или несколько турбин, которые преобразуют полученную таким образом энергию для того, чтобы приводить во вращательное движение один или несколько компрессоров, а также производить энергию, необходимую, например, для обеспечения тяговооруженности летательного аппарата.

Обычно камера сгорания, используемая в авиационных газотурбинных двигателях, содержит внутреннюю стенку и наружную стенку, которые связаны между собой на их передних по потоку концах при помощи донной части этой камеры сгорания. Эта донная часть камеры сгорания имеет множество отверстий, отстоящих друг от друга в окружном направлении, в каждом из которых устанавливается устройство впрыскивания, которое позволяет подвести в эту камеру сгорания смесь воздуха с топливом.

Камера сгорания запитывается жидким топливом, смешанным с воздухом, поступающим из компрессора. Жидкое топливо подводится в камеру сгорания через инжекторы, в которых это топливо распыляется на мельчайшие капельки. Затем это топливо воспламеняется и сгорает внутри камеры сгорания, что позволяет повысить температуру воздуха, поступающего из компрессора.

В общем случае камера сгорания должна отвечать нескольким императивным требованиям и ее размерные параметры определяются в соответствии с этими требованиями. Прежде всего, камера сгорания должна обеспечивать возможность оптимального использования топлива, то есть обеспечивать достижение возможно более высокого коэффициента полезного действия процесса сгорания. Кроме того, камера сгорания должна подавать в турбину горячие газообразные продукты сгорания, распределение температуры которых на выходе из камеры сгорания должно быть, с одной стороны, совместимым с требуемой надежностью, а с другой стороны, возможно более однородным. В то же время камера сгорания должна в возможно меньшей степени снижать энергию потока газов, то есть создавать минимальные потери давления между ее входом и ее выходом. И наконец, конструктивные детали камеры сгорания должны иметь высокую механическую прочность, что требует снижения температуры стенок камеры сгорания.

Внутри этой камеры сгорание топлива осуществляется в двух основных фазах, которым физически соответствуют две различные зоны. В первой зоне, называемой также первичной зоной, смесь воздуха с топливом находится в стехиометрических пропорциях или в близких к ним пропорциях. При этом для реализации такой смеси воздуха с топливом воздух впрыскивается в камеру сгорания одновременно на уровне инжекторов, располагающихся в донной части этой камеры, а также через стенки камеры сгорания при помощи первого ряда отверстий, называемых первичными отверстиями. Получение в первичной зоне смеси в стехиометрических условиях или в близких к ним условиях позволяет обеспечить высокий коэффициент полезного действия процесса сгорания с максимальной скоростью осуществления реакции. Здесь скоростью осуществления реакции называют скорость исчезновения одного из компонентов смеси воздуха с топливом. В то же время, для того чтобы сгорание было полным, смесь воздуха с топливом должна находиться в этой первичной зоне в течение достаточно продолжительного времени. Температура, достигаемая газами в результате сгорания топлива в этой первичной зоне, является весьма высокой. Она может достигать, например, 2000°С, то есть достигать температуры, несовместимой с удовлетворительной механической прочностью материалов, из которых изготовлена турбина и сама эта камера сгорания. Таким образом, необходимо охлаждать эти газообразные продукты сгорания, что осуществляется в упомянутой второй зоне. Обычно упомянутая первичная зона занимает примерно первую треть длины камеры сгорания.

Во второй зоне, также называемой зоной разжижения, холодный воздух, называемый также воздухом разжижения и поступающий из компрессора, подается в камеру сгорания через ее стенки при помощи отверстий, называемых отверстиями разжижения. Воздух разжижения позволяет обеспечить охлаждение газов, образующихся в результате сгорания топлива, а также охлаждение стенок камеры сгорания. При этом воздух разжижения дополнительно позволяет остановить химическую реакцию горения.

Высокие температуры, достигаемые газами в процессе горения, требуют охлаждения специфическим образом стенок камеры сгорания. Существуют различные технологии охлаждения, такие, например, как принудительная конвекция, когда охлаждение обеспечивается путем циркуляции воздуха, поступающего из компрессора, вокруг камеры сгорания, или же технология охлаждения при помощи воздушной пленки, в соответствии с которой между стенками камеры сгорания и газообразными продуктами сгорания вводят пленку холодного воздуха, поступающего из компрессора. Еще одна технология охлаждения состоит в формировании мультиперфорации. Эта технология состоит в реализации на всей или на части поверхности стенок камеры сгорания множества отверстий весьма малого диаметра, обычно имеющего величину порядка 0,6 мм. Холодный воздух, циркулирующий вокруг камеры сгорания, проникает в ее внутреннюю полость через эти отверстия. При этом стенки камеры сгорания охлаждаются одновременно в результате конвекции внутри отверстий и при помощи воздушной пленки, поскольку этот воздух затем обтекает внутреннюю поверхность стенок камеры сгорания. Преимуществом этой технологии является то обстоятельство, что она может действовать локальным образом именно в зоне расположения возможных горячих точек, которые в ряде случаев могут возникать на стенках камеры сгорания.

Таким образом, в том случае, когда необходимо обеспечить охлаждение специфической зоны стенок камеры сгорания, известна технология локального размещения отверстий мультиперфорации, например, путем увеличения плотности расположения этих отверстий.

Совокупность первичных отверстий, с одной стороны, и совокупность отверстий разжижения, с другой стороны, располагаются соответственно в одном и том же осевом положении по отношению к донной части камеры сгорания, причем отверстия разжижения располагаются по потоку позади первичных отверстий. Осевые положения первичных отверстий и отверстий разжижения и, в частности, расстояние вдоль осевого направления между первичными отверстиями и отверстиями разжижения, а также их распределение на окружности стенок камеры сгорания образуют важные параметры, изменяя которые, проектировщик имеет возможность модифицировать распределение температуры на выходе из камеры сгорания и уменьшать количество загрязняющих выбросов.

Относительное позиционирование отверстий разжижения и отверстий мультиперфорации оказывает непосредственное влияние на охлаждение зон стенок камеры сгорания, располагающихся непосредственно позади по потоку от отверстий разжижения.

Для некоторых камер сгорания не все отверстия разжижения имеют один и тот же диаметр для того, чтобы усовершенствовать распределение температуры на выходе из камеры сгорания. В этом случае, если охлаждение стенок этой камеры сгорания реализуется при помощи отверстий мультиперфорации, расстояние между этими отверстиями и отверстиями разжижения малого диаметра превышает расстояние между отверстиями мультиперфорации и отверстиями разжижения большого диаметра. Это обстоятельство может быть причиной возникновения горячих точек на стенках камеры сгорания, негативно влияющих на механическую прочность и срок службы этих стенок. Такие горячие точки не появятся в том случае, когда камера сгорания охлаждается при помощи воздушной пленки, проходящей вдоль внутренней стороны ее стенок.

Цель данного изобретения состоит в том, чтобы предложить простое и легко реализуемое конструктивное решение, позволяющее, в том случае, когда стенки камеры сгорания охлаждаются при помощи микроперфорации, исключить возможность появления случайных горячих точек и сделать это без увеличения количества загрязняющих выбросов и не затрагивая негативным образом распределение температуры на выходе камеры сгорания.

Данное изобретение позволяет решить эту проблему, предлагая новое определение положения отверстий разжижения на стенках камеры сгорания.

Говоря более конкретно, предлагаемое изобретение относится к стенке камеры сгорания газотурбинного двигателя, содержащей, по меньшей мере, один окружной ряд первичных отверстий, по меньшей мере, один окружной ряд отверстий разжижения и отверстия микроперфорации, причем все первичные отверстия располагаются в одном и том же осевом положении и эти первичные отверстия и отверстия разжижения равномерно распределены на окружности стенки, причем отверстия разжижения распределяются на, по меньшей мере, две различные группы в зависимости от величины их диаметра, причем часть отверстий разжижения имеет наибольший диаметр, а другая часть этих отверстия разжижения имеет наименьший диаметр, и отверстия мультиперфорации имеют диаметры, меньшие, чем наименьший диаметр отверстий разжижения, и эта стенка камеры сгорания отличается тем, что отверстия разжижения, имеющие наибольший диаметр, и отверстия разжижения, имеющие наименьший диаметр, имеют заднюю по потоку кромку, а отверстия мультиперфорации имеют переднюю по потоку кромку, причем отверстия разжижения, имеющие наименьший диаметр, смещены в осевом направлении в сторону по потоку по отношению к отверстиям разжижения, имеющим наибольший диаметр, причем упомянутая задняя по потоку кромка отверстий разжижения наименьшего диаметра располагается на одной линии в окружном направлении с задней по потоку кромкой отверстий разжижения наибольшего диаметра.

Предпочтительным образом отверстия мультиперфорации, располагающиеся непосредственно позади по потоку от отверстий разжижения, образуют первый окружной ряд отверстий, располагающихся на одном и том же осевом расстоянии, причем задняя по потоку кромка отверстий разжижения, имеющих наименьший диаметр, и передняя по потоку кромка отверстий мультиперфорации первого окружного ряда отстоят друг от друга на расстояние D2, причем это расстояние D2 имеет величину, меньшую или равную удвоенному диаметру отверстий мультиперфорации первого ряда.

Предпочтительным образом отверстия разжижения, имеющие наименьший диаметр, располагаются на одной линии в осевом направлении с первичными отверстиями.

В то же время предлагаемое изобретение относится к камере сгорания, а также к газотурбинному двигателю, снабженным, по меньшей мере, одной такой стенкой.

Другие характеристики и преимущества предлагаемого изобретения будут наглядно показаны и будут лучше поняты из приведенного ниже описания предпочтительного способа реализации этого изобретения и его вариантов, использованных в качестве не являющихся ограничительными примеров, где даются ссылки на приведенные в приложении фигуры, среди которых:

фиг.1 представляет собой частичный схематический вид в разрезе газотурбинного двигателя и, говоря более конкретно, авиационного турбореактивного двигателя;

фиг.2 представляет собой схематический вид в разрезе камеры сгорания в соответствии с известным уровнем техники;

фиг.3 представляет собой вид сверху некоторого углового сектора наружной стенки камеры сгорания в соответствии с известным уровнем техники;

фиг.4 представляет собой детальный вид углового сектора, показанного на фиг.3;

фиг.5 представляет собой вид сверху некоторого углового сектора наружной стенки камеры сгорания в соответствии с предлагаемым изобретением;

фиг.6 представляет собой детальный вид углового сектора, показанного на фиг.5.

На фиг.1 представлен в разрезе общий вид газотурбинного двигателя 1, например, авиационного турбореактивного двигателя, ось вращения которого обозначена позицией Х. Этот газотурбинный двигатель 1 содержит компрессор 2 низкого давления, компрессор 3 высокого давления, камеру 4 сгорания, турбину 5 высокого давления и турбину 6 низкого давления. Камера 4 сгорания представляет собой камеру кольцевого типа, которая ограничена внутренней кольцевой стенкой 7а и наружной кольцевой стенкой 7b, отстоящими друг от друга в радиальном направлении по отношению к оси Х и связанными на своих передних по потоку концах с кольцевой донной частью 8 камеры сгорания. Донная часть 8 камеры сгорания содержит множество отверстий, равномерно отстоящих друг от друга в окружном направлении. В каждом из этих отверстий установлено устройство 9 впрыскивания. Газообразные продукты сгорания протекают в направлении ее задней по потоку части камеры 4 сгорания и затем поступают в турбины 5 и 6, которые приводят во вращательное движение соответственно компрессоры 3 и 2, располагающиеся спереди по потоку от донной части 8 камеры сгорания, посредством соответственно двух валов. Компрессор 3 высокого давления обеспечивает питание воздухом устройств 9 впрыскивания, а также двух кольцевых пространств 10а и 10b, расположенных в радиальном направлении соответственно изнутри и снаружи от камеры 4 сгорания. Воздух, поступающий в камеру 4 сгорания, принимает участие в распылении топлива и в его сгорании. Воздух, циркулирующий снаружи от стенок камеры 4 сгорания, принимает участие, с одной стороны, в сгорании топлива, а с другой стороны, в охлаждении стенок 7а и 7b и газообразных продуктов сгорания. Для этого воздух проникает в камеру сгорания соответственно через первый ряд отверстий, называемых первичными отверстиями, и через вторую группу отверстий, называемых отверстиями разжижения, а также через отверстия мультиперфорации, выполненные на внутренней стенке 7а и на наружной стенке 7b. Эти различные отверстия представлены на фиг. 2 и 3.

На фиг.2 показан более точным образом вид в разрезе камеры 4 сгорания в соответствии с существующим уровнем техники.

Внутренняя стенка 7а и наружная стенка 7b камеры 4 сгорания снабжены, каждая, одним рядом первичных отверстий 20а и соответственно 20b, оси которых обозначены позициями 21а и соответственно 21b. По потоку позади от этих первичных отверстий 20а, 20b расположен один ряд отверстий разжижения 30а, 30b, оси которых обозначены позициями 31а и соответственно 31b. На внутренней стенке 7а все первичные отверстия 20а располагаются на одном и том же расстоянии D от донной части 8 камеры сгорания. То же самое можно сказать и об отверстиях 30а разжижения, а также о первичных отверстиях 20b и об отверстиях 30b разжижения, располагающихся на наружной стенке 7b.

На фиг.3 представлен вид сверху некоторого углового сектора наружной стенки 7b камеры 4 сгорания в соответствии с известным уровнем техники. На этом угловом секторе можно видеть два из первичных отверстий 20b, а также несколько отверстий 30b разжижения. При этом все первичные отверстия имеют один и тот же диаметр, тогда как отверстия разжижения, как это показано в рассматриваемом здесь примере реализации, могут иметь различные диаметры. Первичные отверстия 20b распределены равномерным образом по окружности наружной стенки 7b. Отверстия разжижения также распределены равномерным образом на окружности наружной стенки 7b. Для каждого первичного отверстия 20b отверстие 30b разжижения располагается в том же угловом положении, то есть это означает, что вдоль оси У камеры сгорания каждое первичное отверстие расположено на одной линии с отверстием 30b разжижения. В случае, представленном на фиг.3, те отверстия 30b разжижения, которые имеют наименьший диаметр, располагаются на одной линии с первичными отверстиями 20b. Другие отверстия разжижения, а именно те из них, которые имеют наибольший диаметр, размещены в пространстве между отверстиями разжижения наименьшего диаметра и располагаются на одинаковых расстояниях от этих отверстий. Отверстия разжижения большого диаметра располагаются также на одинаковых расстояниях от ближайших первичных отверстий 20b. В рассматриваемом здесь примере реализации имеется только одно отверстие разжижения малого диаметра, располагающееся в угловом отношении между двумя последовательно расположенными отверстиями разжижения большого диаметра, но там может быть размещено и несколько таких отверстий, распределенных равномерным образом на окружности наружной стенки 7b.

Для того чтобы обеспечить охлаждение стенки 7b, по всей ее окружности выполнены отверстия 40b мультиперфорации. Все эти отверстия 40b мультиперфорации обычно имеют один и тот же диаметр, но они могут иметь и различные диаметры, например, в зависимости от зон охлаждения. В проиллюстрированном здесь примере реализации эти отверстия распределены равномерно и формируют последовательно расположенные ряды отверстий, располагающихся в одном и том же осевом положении. Локальные варианты расположения, такие, например, как увеличение количества отверстий, также могут быть рассмотрены. Местоположение первого ряда 41b отверстий 40b мультиперфорации, располагающееся непосредственно позади по потоку отверстий 30b разжижения, имеет существенное значение, поскольку оно оказывает непосредственное влияние на величину температуры, которая может быть достигнута в этой зоне стенки 7b.

На фиг.4 представлен детальный вид углового сектора, показанного на фиг.3, где продемонстрированы отверстия 30b разжижения, а также отверстия 40b мультиперфорации. На этой фигуре можно видеть, что, принимая во внимание различие диаметров между отверстиями 30b разжижения, расстояние вдоль оси У камеры сгорания между отверстием разжижения большого диаметра и первым рядом отверстий 41b мультиперфорации, обозначенное позицией D1, оказывается меньшим, чем расстояние в осевом направлении между отверстием разжижения малого диаметра и тем же самым рядом отверстий мультиперфорации, обозначенное позицией D2. Такое взаимное расположение может вызвать появление горячих точек позади по потоку от отверстий разжижения малого диаметра, что негативным образом влияет на механическую прочность стенки 7b и, следовательно, на срок ее службы.

На фиг.5 представлен вид сверху некоторого углового сектора наружной стенки 7b камеры 4 сгорания в соответствии с предлагаемым изобретением, а на фиг.6 представлен увеличенный вид этого углового сектора. На этом угловом секторе можно видеть два из первичных отверстий 20b, а также несколько отверстий 30b разжижения. При этом положение первичных отверстий 20b остается неизменным по сравнению с известным уровнем техники и только положение отверстий 30b разжижения изменяется. Здесь эти отверстия 30b разжижения равномерно распределены на окружности наружной стенки 7b и имеют различные диаметры. В рассматриваемом здесь примере реализации можно видеть отверстия 30b разжижения как с малым, так и с большим диаметром. При этом отверстия 30b разжижения малого диаметра выполнены таким образом, чтобы быть расположенными на одной линии с первичными отверстиями 20b, то есть это означает, что эти отверстия находятся в одном и том же угловом положении. Отверстия разжижения большого диаметра располагаются между первичными отверстиями 20b на одинаковом расстоянии от ближайших отверстий разжижения малого диаметра. Отверстия 40b мультиперфорации выполнены на всей окружности стенки 7b. Эти отверстия 40b мультиперфорации обычно все имеют один и тот же диаметр, но они могут иметь и различные диаметры. При этом диаметр этих отверстий имеет величину, определенно меньшую, чем диаметр отверстий разжижения, и обычно эта величина составляет примерно 0,6 мм. Эти отверстия мультиперфорации распределены равномерным образом и формируют вдоль осевого направления последовательность рядов отверстий. В отличие от существующего уровня техники здесь группа отверстий разжижения больше не располагается на одном и том же осевом расстоянии от первичных отверстий 20b. Отверстия разжижения малого диаметра смещены в направлении к задней по потоку части стенки 7b и расположены, таким образом, ближе к первому ряду отверстий 41b мультиперфорации, выполненному непосредственно позади по потоку от отверстий 30b разжижения. Таким образом, зона стенки 7b, расположенная между отверстиями разжижения малого диаметра и этим первым рядом отверстий 41b мультиперфорации, оказывается охлаждаемой наилучшим образом, что позволяет устранить возможность появления случайных горячих точек.

Для того чтобы не возмущать процесс горения, осевое смещение в направлении по потоку отверстий разжижения малого диаметра не должно быть слишком существенным. Говоря более конкретно, осевое расстояние D2 между задней по потоку кромкой 32b отверстий разжижения малого диаметра и передней по потоку кромкой 42b отверстий мультиперфорации первого ряда 41b не должно быть меньше осевого расстояния D1 между задней по потоку кромкой 33b отверстий разжижения большого диаметра и передней по потоку кромкой отверстий мультиперфорации первого ряда 41b. В то же время, для того чтобы гарантировать удовлетворительное охлаждение стенки 7b непосредственно позади по потоку от отверстий разжижения, расстояние D2 должно быть меньшим или равным удвоенному диаметру отверстий мультиперфорации первого ряда 41b.

Такое расположение позволяет избежать возникновения горячих точек по потоку позади отверстий разжижения, без модификации характеристик горения и, в частности, без снижения коэффициента полезного действия процесса горения, и без увеличения загрязняющих выбросов, а также без изменения распределения температуры на выходе из камеры сгорания.

Приведенное выше описание было дано с использованием в качестве примера его применения по отношению к наружной стенке 7b, однако предлагаемое изобретение также может быть применено аналогичным образом и по отношению к внутренней стенке 7а.

1. Стенка камеры сгорания газотурбинного двигателя, содержащая, по меньшей мере, один окружной ряд первичных отверстий, по меньшей мере, один окружной ряд отверстий разжижения и отверстия микроперфорации, причем все первичные отверстия расположены в одном и том же осевом положении и эти первичные отверстия и отверстия разжижения равномерно распределены на окружности стенки, причем отверстия разжижения разделяются на, по меньшей мере, две различные группы в зависимости от величины их диаметра, причем часть этих отверстий разжижения имеет наибольший диаметр, а другая часть этих отверстий разжижения имеет наименьший диаметр, причем отверстия мультиперфорации имеют диаметры, меньшие, чем наименьший диаметр отверстий разжижения, отличающаяся тем, что отверстия разжижения, имеющие наибольший диаметр, и отверстия разжижения, имеющие наименьший диаметр, снабжены задней по потоку кромкой и отверстия мультиперфорации снабжены передней по потоку кромкой, причем отверстия разжижения, имеющие наименьший диаметр, смещены в осевом направлении в сторону движения потока по отношению к отверстиям разжижения, имеющим наибольший диаметр, причем упомянутая задняя по потоку кромка отверстий разжижения малого диаметра расположена на одной линии в окружном направлении с задней по потоку кромкой отверстий разжижения, имеющих наибольший диаметр.

2. Стенка камеры сгорания по п.1, отличающаяся тем, что отверстия мультиперфорации, располагающиеся непосредственно позади по потоку от отверстий разжижения, образуют первый окружной ряд отверстий, располагающихся на одном и том же осевом расстоянии, причем задняя по потоку кромка отверстий разжижения, имеющих наименьший диаметр, и передняя по потоку кромка отверстий мультиперфорации первого окружного ряда отстоят друг от друга на расстояние D2, причем это расстояние D2 имеет величину, меньшую или равную удвоенному диаметру отверстий мультиперфорации первого ряда.

3. Стенка камеры сгорания по п.1, отличающаяся тем, что отверстия разжижения, имеющие наименьший диаметр, расположены на одной линии в осевом направлении с первичными отверстиями.

4. Камера сгорания газотурбинного двигателя, содержащая, по меньшей мере, одну стенку в соответствии с п.1.

5. Газотурбинный двигатель, снабженный камерой сгорания в соответствии с предшествующим пунктом.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к газотурбинным двигателям авиационного и наземного применения. .

Изобретение относится к камерам сгорания газотурбинных двигателей, в частности к жаровым трубам камер сгорания, и может быть использовано в авиационной промышленности, энергетике, судостроении и других областях техники.

Изобретение относится к машиностроению, а именно к устройствам, предназначенным для сжигания топливно-воздушной смеси, в которых применяется пленочное охлаждение, организуемое с помощью отверстий в стенке, направляющих воздух вдоль охлаждаемой поверхности, а также и других отраслях техники, например в ГТД, в котельных установках и т.п.

Кольцевая камера (10) сгорания турбомашины, такой как авиационный турбореактивный или турбовинтовой двигатель, содержит коаксиальные стенки (14, 16) в виде тел вращения, расположенные одна в другой, с отверстиями (66) для входа первичного воздуха и отверстиями (66) для входа смесительного воздуха в камеру. Отверстия для входа первичного воздуха и отверстия для входа смесительного воздуха каждой стенки, по существу, выровнены одни с другими вокруг продольной оси (34) камеры и образуют единый кольцевой ряд отверстий (66). Камера содержит стенку днища (18) камеры, соединяющую входные края ее стенок (14, 16) в виде тел вращения и содержащую отверстия (30), в которых установлены системы (36) впрыска топлива и дефлекторы (70). Расстояние (L) между кольцевым рядом отверстий (66) и дефлектором, измеренное вдоль оси (38) отверстия, по существу, равно половине высоты (Н) первичной зоны сгорания в камере. Изобретение позволяет уменьшить выбросы окиси азота из камеры сгорания турбомашины простым, эффективным и экономичным образом. 2 н. и 10 з.п. ф-лы, 7 ил.

Камера сгорания авиационного газотурбинного двигателя выполнена кольцевой относительно продольной оси А, определена внешней боковой стенкой, внутренней боковой стенкой и торцевой стенкой кольцевой камеры, соединяющей один конец внешней боковой стенки с одним концом внутренней боковой стенки. Внешняя боковая стенка содержит распределенные по ее окружности свечи зажигания, первичные отверстия и отверстия разбавления, расположенные ниже по потоку от первичных отверстий в направлении продольной оси А. Первичные отверстия, расположенные в каждой из примыкающих зон, примыкающих к одной из свечей зажигания расположены дальше ниже по потоку, чем первичные отверстия, расположенные вне этих зон. Изобретение направлено на создание камеры сгорания, допускающей повторное зажигание на большой высоте. 8 з.п. ф-лы, 4 ил.

Кольцевая стенка камеры сгорания газотурбинного двигателя имеет холодную и горячую стороны и содержит множество первичных отверстий, множество отверстий разбавления и множество отверстий охлаждения. Множество первичных отверстий распределено в соответствии с окружным рядом для обеспечения возможности прохода воздуха, циркулирующего с холодной стороны кольцевой стенки, к горячей стороне для создания воздушно-топливной смеси. Множество отверстий разбавления распределено в соответствии с окружным рядом для обеспечения возможности прохода воздуха, циркулирующего с холодной стороны кольцевой стенки, к горячей стороне для обеспечения разбавления воздушно-топливной смеси. Множество отверстий охлаждения предназначено для обеспечения возможности прохода воздуха, циркулирующего с холодной стороны кольцевой стенки, к горячей стороне для образования пленки охлаждающего воздуха вдоль указанной кольцевой стенки. Отверстия охлаждения распределены в соответствии с множеством окружных рядов, расположенных на расстоянии друг от друга, определяемом в аксиальном направлении. Геометрические оси каждого из указанных отверстий охлаждения наклонены в аксиальном направлении D потока газообразных продуктов сгорания под углом θ1 относительно нормали N к указанной кольцевой стенке. Кольцевая стенка камеры сгорания дополнительно содержит множество дополнительных отверстий охлаждения, расположенных, с одной стороны, по потоку непосредственно позади от первичных отверстий и, с другой стороны, по потоку непосредственно позади от отверстий разбавления и распределенных в соответствии с множеством окружных рядов, расположенных на расстоянии друг от друга, определяемом в аксиальном направлении. Геометрические оси каждого из дополнительных отверстий охлаждения расположены в плоскости, перпендикулярной к аксиальному направлению D, и наклонены под углом θ2 относительно нормали N к кольцевой стенке. Изобретение направлено на повышение эффективности охлаждения, снижение стоимости и уменьшение сроков изготовления кольцевой стенки камеры сгорания. 4 н. и 8 з.п. ф-лы, 3 ил.

Камера сгорания для газовой турбины содержит внутренний корпус и наружный корпус. Внутренний корпус содержит внутренний стеночный элемент, который содержит группу первых отверстий и группу вторых отверстий. Внутренний стеночный элемент охватывает объем горения камеры сгорания. Группа первых отверстий содержит первые отверстия, через которые протекает текучая среда и которые расположены в первой поверхностной плотности. Группа вторых отверстий содержит вторые отверстия, через которые протекает текучая среда и которые расположены во второй поверхностной плотности. Первая поверхностная плотность отличается от второй поверхностной плотности. Наружный корпус содержит наружный стеночный элемент, который содержит группу дополнительных первых отверстий и группу дополнительных вторых отверстий. Наружный стеночный элемент наружного корпуса, по меньшей мере, частично охватывает внутренний стеночный элемент внутреннего корпуса, так что между внутренним стеночным элементом и наружным стеночным элементом образуется зазор. Группа дополнительных первых отверстий содержит дополнительные первые отверстия, через которые протекает текучая среда и которые расположены в дополнительной первой поверхностной плотности. Группа дополнительных вторых отверстий содержит дополнительные вторые отверстия, через которые протекает текучая среда и которые расположены в дополнительной второй поверхностной плотности. Дополнительная первая поверхностная плотность отличается от дополнительной второй поверхностной плотности. Изобретение направлено на создание камеры сгорания с пониженными нестабильностями горения и меньшими выделениями. 2 н. и 10 з.п. ф-лы, 6 ил.

Кольцевая стенка для кольцевой камеры сгорания газотурбинного двигателя содержит по меньшей мере один кольцевой ряд впускных отверстий охлаждения воздухом, содержащий два типа отверстий, различающихся площадью своего сечения, а именно отверстий с большей площадью сечения и отверстий с меньшей площадью сечения, и мультиперфорацию для охлаждения этой стенки. Мультиперфорация образована микроперфорациями, площадь сечения которых меньше, чем площадь каждого из этих впускных отверстий охлаждения воздухом, и которые распределены в форме кольцевого ряда выше по потоку и кольцевого ряда ниже по потоку, сформированных на стороне выше по потоку и стороне ниже по потоку, соответственно от ряда впускных отверстий охлаждения воздухом, и по меньшей мере одного промежуточного кольцевого ряда, прерываемого этими впускными отверстиями охлаждения воздухом. Для каждого из этих впускных отверстий охлаждения воздухом геометрическое соотношение определено как частное от деления максимального расстояния между любыми двумя точками на кромке этого отверстия, измеренного в направлении, параллельном центральной оси стенки, на максимальное расстояние между любыми двумя точками на кромке этого отверстия, измеренное в направлении, перпендикулярном центральной оси стенки. Геометрическое отношение для впускных отверстий охлаждения воздухом с большей площадью сечения больше или равно 1. Геометрическое соотношение для впускных отверстий охлаждения воздухом с меньшей площадью сечения больше, чем геометрическое соотношение для впускных отверстий охлаждения воздухом с большей площадью сечения. Изобретение улучшает охлаждение перфорации вокруг отверстий охлаждения простыми, экономичными и эффективными средствами. 3 н. и 4 з.п. ф-лы, 3 ил.
Наверх