Камера сгорания турбомашины со спиральной циркуляцией воздуха



Камера сгорания турбомашины со спиральной циркуляцией воздуха
Камера сгорания турбомашины со спиральной циркуляцией воздуха
Камера сгорания турбомашины со спиральной циркуляцией воздуха
Камера сгорания турбомашины со спиральной циркуляцией воздуха

 


Владельцы патента RU 2484377:

СНЕКМА (FR)

Камера сгорания турбомашины содержит внутреннюю кольцевую стенку, центрированную относительно продольной оси, наружную кольцевую стенку, центрированную относительно продольной оси и окружающую внутреннюю стенку таким образом, чтобы ограничить совместно с ней кольцевое пространство, образующее жаровую трубу, поперечную кольцевую стенку, соединяющую в поперечном направлении продольные входные концы внутренней и наружной стенок, и множество систем впрыска топлива. Внутренняя стенка содержит множество внутренних ступенек, равномерно распределенных вокруг продольной оси. Каждая внутренняя ступенька проходит в продольном направлении между двумя продольными концами внутренней стенки, а в радиальном направлении - к наружной стороне этой стенки. Промежуток на окружности между двумя внутренними соседними ступеньками определяет внутреннюю полость. Наружная стенка содержит множество наружных ступенек, равномерно распределенных вокруг продольной оси. Каждая наружная ступенька проходит в продольном направлении между двумя продольными концами наружной стенки, а в радиальном направлении - к внутренней стороне этой стенки. Промежуток на окружности, между двумя внутренними соседними ступеньками, определяет наружную полость. Некоторые внутренние и наружные полости питаются воздухом, наружным по отношению к камере сгорания, по одному и тому же, по существу, окружному направлению, а топливом по направлению, по существу радиальному. Изобретение направлено на повышение кпд посредством создания камеры сгорания, пригодной для подачи в нее воздушного потока, который обладает вращательным движением относительно продольной оси турбомашииы. 2 н. и 4 з.п. ф-лы, 4 ил.

 

Уровень техники, существующий в области применения рассматриваемого изобретения

Рассматриваемое изобретение касается камер сгорания турбомашин, применяемых как в газотурбинных силовых установках (ГТД СУ) летательных аппаратов (ЛА), так и в СУ с ГТД наземного использования.

Турбомашины, применяемые как на ЛА, так и в СУ наземного использования, выполняются, как правило, в виде агрегата, содержащего, в частности, кольцевую секцию компрессии, предназначенную для сжатия воздуха, проходящего через турбомашину, а также кольцевую секцию сгорания, расположенную на выходе из секции сжатия, в которой воздух, выходящий из секции компрессии, смешивается с топливом для сжигания в нем, и кольцевую секцию турбины, расположенную на выходе из секции сгорания, ротор которой приводится во вращение газом, выходящим из секции сгорания. Подобные камеры сгорания описаны, например, в документах US 5025622 и GB 719380.

Секция компрессии представляется в форме множества ступеней вращающихся колес, каждое из которых несет на себе лопатки, установленные в кольцевом канале, по которому движется воздух, проходящий через турбомашину, сечение которого уменьшается в направлении от входа к выходу. Секция сгорания содержит камеру сгорания, выполненную в виде кольцевого канала, в котором сжатый воздух смешивается с топливом для сжигания в нем. Что касается секции турбины, то она включает в себя множество ступеней вращающихся колес, каждое из которых несет на себе лопатки, установленные в кольцевом канале, по которому проходит газ, получаемый в результате сгорания.

Циркуляция воздуха, проходящего через этот агрегат, происходит, как правило, следующим образом: сжатый воздух, покидающий последнюю ступень компрессора, имеет естественное вращательное движение с наклоном порядка 35°-45° относительно продольной оси турбомашины, при этом наклон меняется в зависимости от режима работы турбомашины (скорости вращения). На входе в камеру сгорания этот сжатый воздух выпрямляется по продольной оси турбомашины (т.е. наклон воздуха относительно продольной оси турбомашины приводится к 0°) посредством спрямляющего аппарата. В камере сгорания сжатый воздух смешивается с топливом таким образом, чтобы обеспечивался удовлетворительный процесс сгорания и газы, образующиеся в результате процесса горения, следуют, в основном, по продольной оси турбомашины вплоть чтобы достигнуть секции турбины. На уровне последней происходит переориентация направления газов сгорания, посредством направляющего аппарата, с целью придания им вращательного движения с наклоном, превышающим 70° относительно продольной оси турбомашины. Подобный наклон необходим для формирования угла атаки, необходимого для создания механической силы приведения во вращение подвижного колеса первой ступени секции турбины.

Подобное угловое распределение воздуха, проходящего через турбомашину, имеет многочисленные недостатки. В самом деле, поток воздуха, который покидает естественным образом последнюю ступень компрессора с углом, находящимся в диапазоне от 35° до 45°, подвергается последовательно сначала выпрямлению (с приведением угла к 0°) на входе в камеру сгорания, а затем переориентации с обеспечением угла, превышающего 70° на входе в секцию турбины. Указанные последовательные изменения угла распределения воздуха, проходящего через турбомашину, требуют от спрямляющего аппарата на выходе из компрессора и направляющего аппарата секции турбины повышенной аэродинамической нагруженности, которая чрезвычайно отрицательно сказываются на суммарном КПД турбомашины.

Цель и суть рассматриваемого изобретения

Рассматриваемое изобретение имеет целью устранить указанные недостатки, предлагая камеру сгорания турбомашины, пригодную для подачи в нее воздушного потока, который обладает вращательным движением относительно продольной оси турбомашины.

Указанная цель достигается за счет использования камеры сгорания, включающей в себя:

- внутреннюю кольцевую стенку продольной оси,

- наружную кольцевую стенку, центрированную на продольной оси и окружающую внутреннюю стенку таким образом, чтобы ограничить совместно с ней кольцевое пространство, образующее жаровую трубу,

- поперечную кольцевую стенку, соединяющую в поперечном направлении продольные входные концы внутренней и наружной стенок, и

- множество систем впрыска топлива,

отличающаяся тем, что:

- внутренняя стенка содержит множество внутренних ступенек, равномерно распределенных вокруг продольной оси, причем каждая внутренняя ступенька располагается в продольном направлении между двумя продольными концами внутренней стенки, а в радиальном направлении к наружной стороне этой стенки при этом промежуток на окружности между двумя внутренними соседними ступеньками определяет внутреннюю полость;

- наружная стенка содержит множество наружных ступенек, равномерно распределенных вокруг продольной оси, причем каждая наружная ступенька располагается в продольном направлении между двумя продольными концами наружной стенки, а в радиальном направлении к внутренней стороне этой стенки при этом промежуток на окружности между двумя внутренними соседними ступеньками определяет наружную полость, и - некоторые внутренние и наружные полости снабжаются воздухом, наружным по отношению к камере сгорания, по одному и тому же, по существу, окружному направлению, а топливом по направлению, по существу, радиальному.

Подвод воздуха в жаровую трубу обеспечивается посредством внутренних и наружных полостей, по существу, по окружному направлению. В камеру сгорания, согласно рассматриваемому изобретению, таким образом, может поступать воздух, имеющий движение вращения вокруг продольной оси турбомашины. Естественный наклон воздуха на выходе из компрессора турбомашины может поддерживаться на всем протяжении камеры сгорания. Благодаря этому обстоятельству аэродинамическая концепция направляющего аппарата турбины высокого давления может быть упрощена, а величина аэродинамического усилия, необходимого для приведения потока воздуха в состоянии, параллельном оси турбомашины, может быть значительно уменьшена. За счет этого значительного уменьшения аэродинамических усилий обеспечивается повышение производительности турбомашины.

Кроме того, упрощение конструкции спрямляющего аппарата секции компрессии и направляющего аппарата секции турбины позволяет уменьшить массу и снизить стоимость изготовления всей турбомашины.

В то же время наличие наружных и внутренних полостей, в которые топливо может подаваться лишь при работе турбомашины на режимах малого газа, позволяет обеспечить стабилизацию пламени горения топлива на всех режимах работы турбомашины.

Согласно одному преимущественному варианту изобретения, некоторые внутренние и наружные ступеньки содержат, по существу, радиальную стенку, снабженную множеством отверстий для впрыска воздуха, открывающихся к наружной стороне камеры сгорания и выходящих во внутреннюю или наружную соседнюю полость. В соответствии с другим преимуществом рассматриваемого изобретения, внутренние и наружные ступеньки содержат другую стенку, которая имеет, в поперечном разрезе, по существу, криволинейное сечение.

В соответствии с другим преимуществом рассматриваемого изобретения, системы впрыска топлива содержат пилотные инжекторы, чередующиеся по окружности с инжекторами полного газа. В этом случае, инжекторы полного газа предпочтительно сдвинуты в осевом направлении ниже по потоку относительно пилотных инжекторов. В самом деле, пламени из пилотных инжекторов требуется находиться внутри камеры сгорания больше времени, чем пламени из форсунок полного газа.

В соответствии еще с одним преимуществом рассматриваемого изобретения, системы впрыска топлива лишены связанных систем воздуха (которые позволяют, в основном, приводить воздух во вращение так, чтобы создать рециркуляцию с целью стабилизировать пламя горения).

Рассматриваемое изобретение имеет цель предложить турбомашину, содержащую камеру сгорания, подобную вышеописанной.

Краткое описание чертежей

Другие характеристики и преимущества настоящего изобретения станут более понятными после ознакомления с данным ниже описанием, иллюстрируемым чертежами, приведенными лишь в качестве примеров, не носящих какого-либо ограничительного характера, на которых:

фиг.1 - частичный вид продольного разреза турбомашины авиационного назначения, оборудованной камерой сгорания, выполненной в соответствии с предлагаемым вариантом реализации рассматриваемого изобретения;

фиг.2 - общий вид в перспективе камеры сгорания, представленной на фиг.1;

фиг.3 - вид спереди по фиг.2;

фиг.4 - вид в разрезе по IV-IV по фиг.3.

Подробное описание варианта реализации предлагаемого изобретения

Турбомашина, частично представленная на фиг.1, имеет продольную ось Х-Х. Вдоль этой оси, она содержит, в частности, кольцевую секцию компрессии 100, кольцевую секцию сгорания 200, расположенную на выходе из секции компрессии 100 в направлении истечения воздуха, проходящего через турбомашину, и кольцевую секцию турбины 300, расположенную на выходе из секции сгорания 200. Воздух, подаваемый в турбомашину, проходит последовательно сначала через секцию компрессии 100, затем через секцию сгорания 200 и потом, наконец, через секцию турбины 300. Секция компрессии 100 имеет множество ступеней подвижных колес 102, каждое из которых несет на себе лопатки 104 (на фиг.1 представлена только последняя ступень секции компрессии). Лопатки 104 этих ступеней располагаются в кольцевом канале 106, через который проходит воздух в турбомашине, и сечение которого уменьшается в направлении от входной к выходной части. Таким образом, по мере того, как воздух, подаваемый в турбомашину, проходит через ступени секции компрессии, он все более и более сжимается.

Секция сгорания 200 также представлена в виде кольцевого канала, в котором сжатый воздух, выходящий из секции компрессии 100, смешивается с топливом для сгорания в нем. С этой целью, секция сгорания содержит камеру сгорания 202, внутри которой происходит сжигание смеси воздух/топливо (эта камера сгорания будет подробно описана ниже).

Секция сгорания 200 содержит также корпус турбомашины, образованный наружной кольцевой оболочкой 204, центрированной относительно продольной оси Х-Х турбомашины и внутренней кольцевой оболочкой 206, коаксиально закрепленной внутри наружной оболочки. Кольцеобразное пространство 208, образовавшееся между двумя указанными оболочками 204, 206 принимает сжатый воздух, выходящий из секции компрессии 100 турбомашины.

Секция турбины 300 турбомашины образована множеством ступеней подвижных колес 302, каждое из которых несет на себе лопатки 304 (на фиг.1 изображена только первая ступень секции турбины). Лопатки 304 этих ступеней располагаются в кольцевом канале 306, по которому проходят газы, выходящие из секции сгорания 200.

На входе в первую ступень 302 секции турбины 300, поток газов, покидающих камеру сгорания, должен иметь наклон относительно продольной оси Х-Х турбомашины, достаточный для приведения во вращение различных ступеней секции турбины.

С этой целью направляющий аппарат 308 установлен непосредственно за камерой сгорания 202, на входе в первую ступень 302 секции турбины 300. Указанный направляющий аппарат 308 состоит из множества неподвижных радиально установленных лопаток 310, наклон которых относительно продольной оси Х-Х турбомашины позволяет придать газам, выходящим из секции сгорания 200, наклон, необходимый для привода во вращение различный ступеней секции турбины.

В турбомашинах классических конструкций распределение воздуха, последовательно проходящего через секцию компрессии 100, секцию сгорания 200 и секцию турбины 300, происходит следующим образом. Сжатый воздух, покидающий последнюю ступень 102 секции компрессии 100, естественным образом обладает вращательным движением с наклоном порядка от 35° до 45° относительно продольной оси Х-Х турбомашины. За счет действия спрямляющего аппарата 210 секции сгорания 200 этот угол наклона приводится к 0°. И, наконец, на уровне входа в секцию турбины 300, газы, образующиеся в результате горения топлива, подвергаются повторной ориентации, за счет действия неподвижных лопаток 310 направляющего аппарата 308, для придания им вращательного движения с наклоном относительно продольной оси X-X, превышающим 70°.

В соответствии с рассматриваемым изобретением, предлагается новая конструкция камеры сгорания 202, которая может работать с воздухом, имеющим движение вращения вокруг продольной оси Х-Х турбомашины.

Благодаря наличию подобной конструкции, существует возможность сохранения естественного наклона сжатого воздуха, покидающего последнюю ступень секции компрессии без необходимости его выпрямления относительно продольной оси Х-Х. Точно так же более нет необходимости, чтобы неподвижные лопатки 310 направляющего аппарата 308 секции турбины 300 имели такой значительный наклон для образования угла атаки, необходимого механической силе приведения во вращение подвижного колеса 302 первой ступени секции турбины.

С этой целью, камера сгорания 202, выполненная в соответствии с рассматриваемым изобретением, содержит внутреннюю кольцевую стенку 212, центрированную относительно продольной оси Х-Х турбомашины, и наружную кольцевую стенку 214, также центрированную относительно продольной оси Х-Х и окружающую внутреннюю стенку таким образом, чтобы ограничить совместно с последней кольцевое пространство 216, образующее жаровую трубу, и поперечную кольцевую стенку 218 (называемую дном камеры), соединяющую в поперечном направлении входные продольные концы внутренней и наружной стенок. Внутренняя стенка 212 камеры сгорания содержит множество внутренних ступенек (или просто ступенек) 220, равномерно распределенных вокруг продольной оси Х-Х. Каждая из этих внутренних ступенек 220 располагается с одной стороны в продольном направлении между двумя концами (входного и выходного) внутренней стенки, а с другой стороны в радиальном направлении, в котором она ориентирована наружу по отношению к этой стенке.

Другими словами внутренняя поверхность внутренней стенки 212 образована с множеством ступенек 220, выступающих на наружной стороне стенки. Кроме того, термином внутренняя полость 222 обозначается промежуток на окружности, располагающийся между двумя соседними внутренними ступеньками 220.

Точно также наружная стенка 214 камеры сгорания содержит множество наружных ступенек (или просто ступенек) 224, равномерно распределенных вокруг продольной оси Х-Х. Каждая наружная ступенька 224 располагается, с одной стороны, в продольном направлении между двумя концами наружной стенки, а с другой стороны - располагается в радиальном направлении, в котором она ориентирована к внутренней стороне этой стенки.

Аналогично внутренней стенке, наружная поверхность наружной стенки 214 профилирована множеством ступенек 224, выступающих ко внутренней стороне стенки. Термином наружная полость 226 обозначается промежуток на окружности, располагающийся между двумя соседними наружными ступеньками 224.

В соответствии с рассматриваемым изобретением, в некоторые из внутренних полостей 222 и в некоторые из наружных полостей 226 топливо подается в направлении, являющемся в значительной степени радиальным.

С этой целью, камера сгорания 202, согласно рассматриваемому изобретению, содержит также множество систем впрыска топлива 228, распределенных по внутренней 212 и наружной 214 стенкам вокруг продольной оси Х-Х турбомашины и выходящих в жаровую трубу 216 в соответствии с направлениями, являющимися в значительной степени радиальным.

Как это представлено на фиг.2 и 3, системы впрыска топлива 228 выходят в радиальном направлении в некоторые из внутренних полостей 222 и в некоторые из наружных полостей 226.

Таким образом, в примере реализации изобретения, представленном на фигурах с 2 по 4, системы впрыска топлива 228 выходят во все наружные полости 226 и только в одну внутреннюю полость 222 из двух. Возможны, разумеется, и другие варианты конфигураций, топливо подается во все внутренние полости и во все наружные полости; или топливо подается только в одну наружную полость из двух и во все внутренние полости; и т.д. Принципом, которым следует руководствоваться при выборе соответствующей конструкции системы питания указанных полостей, является обеспечение оптимизации рабочих характеристик камеры сгорания конкретно для каждой точки области полета.

В предпочтительном варианте реализации изобретения, системы впрыска топлива 228 содержат пилотные инжекторы 228а, чередующиеся по окружности с инжекторами полного газа 228b.

Таким образом, по-прежнему в рассматриваемом примере реализации изобретения, представленном на фигурах с 2 по 4, системы впрыска топлива 228, питающие наружные полости 226, содержат попеременно пилотные инжекторы 228а и инжекторы полного газа, и системы впрыска топлива 228, питающие во внутренние полости 222, также содержат инжекторы полного газа и пилотные инжекторы.

Как правило, пилотные инжекторы 228а обеспечивают зажигание и работу турбомашины на режиме «малого газа», а инжекторы полного газа 228b включаются в работу в периоды взлета, набора высоты и крейсерского полета. Обычно в пилотные инжекторы топливо подается непрерывно, тогда как в инжекторы, обеспечивающие, например, взлет, топливо подается только выше какого-то определенного режима. В соответствии с отличительным преимущественным признаком рассматриваемого изобретения, системы впрыска топлива 228 лишены связанных с ними систем воздуха, таких как завихрители воздушного потока, применение которых позволяет хорошо известным способом создавать внутри камеры сгорания вращающийся поток воздуха с целью создания устойчивого режима горения топлива.

Таким образом, пилотные инжекторы и инжекторы полного газа камеры сгорания имеют простую конструкцию и отличаются очень надежной работой, так как их работа сводится к выполнению всего лишь одной простой функции, а именно к обеспечению впрыска топлива. Кроме того, пилотные инжекторы 228а являются того же типа, что и инжекторы полного газа 228b.

В то же время, в противоположность примеру реализации изобретения, представленному на фигурах с 2 по 4, инжекторы полного газа 228b могут быть сдвинуты в осевом направлении ниже по потоку, относительно пилотных инжекторов 228а.

По-прежнему в соответствии с рассматриваемым изобретением, по крайней мере, некоторые из внутренних полостей 222 и некоторые из наружных полостей 226 снабжаются воздухом, наружным относительно камеры сгорания 202 по одному и тому же, по существу, окружному направлению.

С этой целью, к внутренним 222 и наружным 226 полостям подводится воздух посредством множества отверстий впрыска воздуха 230, выполненных в, по существу, радиальной стенке 232 соответствующих внутренних 220 и наружных 224 ступенек. Указанные отверстия впрыска воздуха 230 открываются в наружную сторону камеры сгорания 202 и выходят в соответствующую внутреннюю или наружную полость, по существу, по окружному направлению.

Таким образом, в примере реализации изобретения, представленном на фигурах с 2 по 4, все внутренние 222 и все наружные 226 полости снабжаются воздухом посредством подобных отверстий впрыска воздуха (т.е. воздухом снабжаются даже внутренние полости, в которые топливо не подается). В зависимости от конкретной необходимости, возможно применение и других конструкций: так, можно подавать воздух только в некоторые из внутренних и некоторые из наружных полостей.

Следует заметить, что впрыск воздуха в окружном направлении в жаровую трубу 216 осуществляется в одном и том же направлении вращения (в случае примера реализации изобретения, представленного на фигурах 2 и 3 - по часовой стрелке) для всех внутренних 222 и наружных 226 полостей камеры сгорания. Кроме того, направлением вращения для впрыска воздуха по окружности в указанные полости является направление вращения сжатого воздуха из секции компрессии турбомашины.

Следует также заметить, что подвод воздуха в жаровую трубу 206 обеспечивается исключительно с помощью отверстий впрыска воздуха 230, выходящих по окружности в некоторые из внутренних и наружных полостей (чрезвычайно малая доля воздуха проникает также в жаровую трубу через не показанные на фигурах перфорационные отверстия, расположенные на стенках 212, 214 и 218 камеры сгорания для охлаждения указанных стенок).

И, наконец, внутренние и наружные полости, в которые подается топливо, не обязательно аналогичны друг другу в том, что касается их радиального размера, (то есть высоты соответствующей ступеньки) и размера по окружности, что позволяет изменять время их действия внутри камеры сгорания в зависимости от конкретной полости. Точно так же, как это показано на фиг.4, высота ступенек не обязательно постоянна по всей длине стенки (то есть между ее входным и выходным концами). Кроме того, расход воздуха, поступающего в указанные полости, может меняться в зависимости от конкретно рассматриваемой полости.

Работа камеры сгорания происходит следующим образом: сжатый воздух, из секции компрессии 100, вращающийся относительно продольной оси турбомашины Х-Х, проникает в секцию сгорания 200. Этот воздух огибает камеру сгорания 202 и подается, после охлаждения им стенок и оболочек камеры сгорания, по крайней мере, в некоторые из внутренних 222 и наружных 226 полостей. Этот воздух впрыскивается в указанные полости через отверстия впрыска воздуха 230 в направлении вращения воздуха на его входе в секцию сгорания. В некоторых из указанных полостях, в которые подается воздух, последний смешивается и сжигается с топливом, подаваемым в эти полости посредством системы впрыска топлива 228.

Ниже приведены различные варианты реализации камеры сгорания в соответствии с рассматриваемым изобретением.

В примере реализации изобретения, представленном на фигурах 2 и 3, внутренние 220 и наружные 224 ступеньки камеры сгорания содержат другую стенку 232' (расположенную напротив стенки 232, имеющей отверстия впрыска воздуха), которая располагается в, по существу, окружном направлении, и которая в поперечном разрезе представляет собой сечение, по существу, криволинейное (в противоположность стенке 232, которая является в значительной степени плоской и радиальной). Кривизна этой стенки позволяет образовать площадку для обеспечения вращательного движения воздуха, впрыскиваемого в полости через отверстия впрыска воздуха 230. Разумеется, может применяться и любая другая форма стенки (плоская или криволинейная).

В зависимости от конкретной необходимости могут меняться количество и геометрические размеры внутренних и наружных полостей камеры сгорания. Это относится также и к количеству, размерам и положению отверстий впрыска воздуха в указанных полостях, а также к особенностям расположения вдоль окружности систем впрыска топлива относительно внутренних и наружных ступенек. И, наконец, как это показано на фигурах с 1 по 4, каждая внутренняя 212 и наружная 214 стенки камеры сгорания могут иметь на своем заднем конце по кольцевому фланцу, соответственно 234 и 236, в котором выполнено множество отверстий 238, равномерно распределенных вокруг продольной оси Х-Х и предназначенных для подвода охлаждающего воздуха к секции турбины 300.

1. Камера сгорания (202) турбомашины, содержащая:
- внутреннюю кольцевую стенку (212), центрированную относительно продольной оси (Х-Х),
- наружную кольцевую стенку (214), центрированную относительно продольной оси и окружающую внутреннюю стенку таким образом, чтобы ограничить совместно с ней кольцевое пространство (216), образующее жаровую трубу,
- поперечную кольцевую стенку (218), соединяющую в поперечном направлении продольные входные концы внутренней и наружной стенок, и
- множество систем впрыска топлива (228),
отличающаяся тем, что:
внутренняя стенка (212) содержит множество внутренних ступенек (220), равномерно распределенных вокруг продольной оси, причем каждая внутренняя ступенька проходит в продольном направлении между двумя продольными концами внутренней стенки, а в радиальном направлении - к наружной стороне этой стенки, при этом промежуток на окружности между двумя внутренними соседними ступеньками определяет внутреннюю полость (222);
- наружная стенка (214) содержит множество наружных ступенек (224), равномерно распределенных вокруг продольной оси, причем каждая наружная ступенька проходит в продольном направлении между двумя продольными концами наружной стенки, а в радиальном направлении - к внутренней стороне этой стенки, при этом промежуток на окружности, между двумя внутренними соседними ступеньками, определяет наружную полость (226); и
- некоторые внутренние и наружные полости питаются воздухом, наружным по отношению к камере сгорания, по одному и тому же, по существу, окружному направлению, а топливом по направлению, по существу, радиальному.

2. Камера сгорания по п.1, в которой некоторые внутренние (220) и наружные (224) ступеньки содержат стенку, по существу, радиальную (232), снабженную множеством отверстий впрыска воздуха (230), открывающихся к наружной стороне камеры сгорания и выходящих во внутреннюю или наружную соседнюю полость.

3. Камера сгорания по п.2, в которой внутренние (220) и наружные (224) ступеньки содержат другую стенку (232'), которая имеет в поперечном разрезе, по существу, криволинейное сечение.

4. Камера сгорания по любому из пп.1-3, в которой системы впрыска топлива (228) содержат пилотные инжекторы (228а), чередующиеся по окружности с инжекторами полного газа (228b).

5. Камера сгорания по п.4, в которой инжекторы полного газа (228b) сдвинуты в осевом направлении, ниже по потоку относительно пилотных инжекторов (228а).

6. Турбомашина, отличающаяся тем, что она содержит камеру сгорания (202) по любому из пп.1-5.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к области энергетического, транспортного, химического машиностроения и может быть использовано в газотурбинных установках (ГТУ). .

Изобретение относится к способам и устройствам для воспламенения топлива и может быть использовано для зажигания скоростных потоков горючих смесей в различных технологических устройствах и энергетических установках, в частности в импульсно-детонационных двигателях летательных аппаратов.

Изобретение относится к области сжигания топлива и может найти применение в воздушно-реактивных двигателях, газотурбинных, топочных и теплоэнергетических установках, в установках по переработке и утилизации бытовых и промышленных отходов.

Изобретение относится к камерам сгорания газотурбинных двигателей авиационного и наземного применения и позволяет повысить надежность и технологичность конструкции.

Изобретение относится к авиационной технике и может быть использовано при изготовлении охлаждаемых жаровых труб различных топочных устройств. .

Изобретение относится к камерам сгорания газотурбинных двигателей авиационного и наземного применения. .

Изобретение относится к камерам сгорания газотурбинных двигателей для авиации и наземных энергоустановок. .

Изобретение относится к теплоэнергетике и может быть использовано для воспламенения и поддержания горения в камерах сгорания различных энергетических систем газотурбинных установок (ГТУ), газотурбинных двигателей (ГТД), печах, котлах и др.

Изобретение относится к способам и устройствам, которые вызывают движение текучей среды. Устройство, выполненное с возможностью приводить в движение газ, содержащее: по меньшей мере, первый слой и второй слой, скомпонованные в стопку, и средство для нагрева и/или охлаждения первого и второго слоев для образования горячего слоя и холодного слоя, в котором холодный слой имеет более низкую температуру, чем горячий слой; и по меньшей мере, одно сквозное отверстие в стопке, в котором: поверхность каждого горячего слоя открыта внутрь сквозного отверстия; и поверхность каждого холодного слоя открыта внутрь сквозного отверстия; и в котором: общая длина сквозного отверстия составляет до 10-ти средних длин свободного пробега газа, в которое погружено устройство, и/или не больше, чем 1500 нм. Техническим результатом изобретения является энергетически эффективное создание разности давления газа с регулируемой скоростью потока. 4 н. и 17 з.п. ф-лы, 21 ил., 1 табл.

Изобретение относится к энергетике. Корпус камеры сгорания газовой турбины, содержащий жаровую трубу и обсадную трубу, которая охватывает жаровую трубу и которая в своей стенке имеет множество сквозных отверстий, через которые натекающий снаружи на обсадную трубу воздух может проникать радиально в образованное между обсадной трубой и жаровой трубой промежуточное пространство. При этом предусмотрено множество расположенных в промежуточном пространстве распределенных по окружности обеих труб направляющих ребер, которые простираются соответственно радиально между обсадной трубой и жаровой трубой, а также параллельно продольному направлению труб, так что промежуточное пространство разделено направляющими ребрами на несколько продольных каналов. Также представлена газовая турбина с корпусом согласно изобретению. Изобретение позволяет обеспечить более равномерное распределение втекающего воздуха вокруг жаровой трубы. 2 н. и 12 з.п. ф-лы, 4 ил.

Жаровая труба камеры сгорания содержит кольцевую внутреннюю жаровую трубу, кольцевую наружную жаровую трубу, по меньшей мере, один резонатор, горловину и уплотнительное кольцо. Кольцевая наружная жаровая труба имеет множество расположенных на ней отверстий для воздуха и расположена по окружности вокруг внутренней жаровой трубы с образованием кольцевого охлаждающего пространства между внутренней жаровой трубой и наружной жаровой трубой. Резонатор присоединен к наружной жаровой трубе так, что основание резонатора отделено от наружной жаровой трубы с образованием зазора относительно внешней поверхности наружной жаровой трубы. Горловина проходит от основания резонатора сквозь внутреннюю и наружную жаровые трубы. Уплотнительное кольцо обеспечивает возможность относительного теплового расширения между внутренней и наружной жаровыми трубами вблизи горловины. Изобретение направлено на повышение надежности камеры сгорания. 2 н. и 8 з.п. ф-лы, 6 ил.

Изобретение относится к энергетике. Способ смешивания разбавляющего воздуха с горячим основным потоком в системе последовательного сгорания газовой турбины, при этом газовая турбина содержит компрессор, первую камеру сгорания, соединенную ниже по потоку с компрессором. Горячие газы из первой камеры сгорания впускают в одну промежуточную турбину или непосредственно во вторую камеру сгорания, при этом горячие газы из второй камеры сгорания впускают в дополнительную турбину или непосредственно в систему регенерации энергии. Способ включает в себя этап, на котором осуществляют соосное введение охлаждающего воздуха жаровой трубы первой камеры сгорания с охлаждающим воздухом жаровой трубы второй камеры сгорания. Также представлены смеситель разбавляющего воздуха, а также варианты камеры сгорания для осуществления способа согласно изобретению. Изобретение позволяет увеличить эффективность работы газовой турбины. 4 н. и 13 з.п. ф-лы, 10 ил.
Наверх