Топливный инжектор для турбомашины



Топливный инжектор для турбомашины
Топливный инжектор для турбомашины
Топливный инжектор для турбомашины

 


Владельцы патента RU 2616141:

СНЕКМА (FR)

Изобретение относится к энергетике. Топливный инжектор для турбомашины, содержащий корпус (2), включающий в себя средства впуска топлива под давлением, запорный клапан, предназначенный для питания первичного топливного контура (31, 20), и дозирующий клапан (15), установленный ниже по потоку от запорного клапана и предназначенный для питания вторичного топливного контура (17, 21). Инжектор содержит, по меньшей мере, один канал утечки (35), образованный, например, резьбой, простирающейся от зоны (32), расположенной ниже по потоку от запорного клапана и выше по потоку от дозирующего клапана (15), до зоны (17), расположенной ниже по потоку от дозирующего клапана (15), и предназначенный для обеспечения постоянной величины утечки во вторичном контуре (17, 21). Также представлена турбомашина, содержащая, по меньшей мере, один инжектор. Изобретение препятствует застою топлива во вторичном трубопроводе в фазах запуска и работы на малом режиме, когда дозирующий клапан еще не открыт, и исключает, таким образом, коксование топлива во вторичном трубопроводе. 2 н. и 6 з.п. ф-лы, 3 ил.

 

Настоящее изобретение касается топливного инжектора для турбомашины, такой как авиационный турбореактивный или турбовинтовой двигатель.

Классически турбомашина включает кольцевую камеру сгорания, содержащую на своем расположенном выше по потоку конце равномерно распределенные топливные инжекторы, а также средства подвода воздуха вокруг инжекторов.

Главным образом, существует два типа инжекторов, а именно инжекторы, называемые аэромеханическими, содержащие два топливных контура, обеспечивающих расходы топлива, адаптированные к различным фазам работы турбомашины (фаза зажигания, фаза работы при малой или полной мощности), и инжекторы, называемые аэродинамическими, которые содержат только один топливный контур для всех фаз работы турбомашины.

В заявке на патент FR 2832492 от имени Заявителя описан аэромеханический тип инжектора, содержащий первичный топливный контур, предназначенный, например, для фазы зажигания и работы при малой мощности, и вторичный топливный контур, участвующий в последующих фазах работы, от средней до большой мощности, в дополнение к первичному контуру.

Этот тип инжектора содержит корпус, включающий в себя средства подачи топлива под давлением, запорный клапан, установленный в корпусе ниже по потоку от средств подачи, и предназначенный для открывания при первом заданном давлении топлива, и остающийся открытым за пределами этого первого давления для питания первичного топливного контура, а также дозирующий клапан, установленный в корпусе ниже по потоку от запорного клапана, и предназначенный для открывания за пределами второго заданного давления топлива, превышающего первое давление, и остающийся открытым за пределами второго давления для того, чтобы питать вторичный топливный контур.

Регулирование расхода топлива во вторичном контуре осуществляется посредством дозирующих прорезей, выполненных в дозирующем клапане, проходные сечения которых изменяются в зависимости от положения этого клапана, то есть в зависимости от давления питания топливом. Чем выше поднимается давление питания топливом, тем больше увеличиваются проходные сечения прорезей.

В фазах зажигания и работы на низком режиме дозирующий клапан закрыт. Топливо, имеющееся во вторичном контуре, не циркулирует и подвергается воздействию высоких температур, способных вызвать коксование во вторичном контуре, что является вредным для хорошей работы и срока службы инжектора.

Это явление проявляется, например, в случае снижения самолета в период работы на малом режиме, следующим за периодом работы на полном режиме. В этом случае окружающая среда инжектора может достигать температур, составляющих от 80 до 600°C.

Существуют средства для ограничения нагрева топлива во вторичном контуре, например установка одного или нескольких тепловых экранов.

Однако такие экраны некоторым образом не позволяют полностью исключить описанное выше явление коксования.

Целью изобретения является, в частности, простое, эффективное и экономичное решение этой проблемы.

Для достижения этой цели в изобретении предлагается топливный инжектор для турбомашины, такой как авиационный турбореактивный или турбовинтовой двигатель, содержащий корпус, включающий в себя средства впуска топлива под давлением, запорный клапан, размещенный в корпусе ниже по потоку от средств подачи, и предназначенный для открывания при первом заданном давлении топлива, и остающийся открытым за пределами этого первого давления для питания первичного топливного контура, а также дозирующий клапан, установленный в корпусе ниже по потоку от запорного клапана, и предназначенный для открывания за пределами второго заданного давления топлива, превышающего первое давление, и остающийся открытым за пределами второго давления для того, чтобы питать вторичный топливный контур, отличающийся тем, что он содержит, по меньшей мере, один канал утечки, простирающийся от зоны, расположенной ниже по потоку от запорного клапана и выше по потоку от дозирующего клапана, до зоны, расположенной ниже по потоку от дозирующего клапана, предназначенный для обеспечения постоянной величины утечки во вторичном контуре.

Величина утечки мешает застаиванию топлива во вторичном контуре и исключает, таким образом, его коксование, в особенности, в фазах запуска и работы в фазах запуска и при низком режиме. Следует отметить, что величина утечки является постоянной, то есть установлена во всех фазах работы, как при запуске или низком режиме, так и на среднем и сильном режиме.

Предпочтительно, канал утечки выполнен в виде серпантина или лабиринта для образования значительной потери напора даже при значительном проходном сечении. Эта значительная потеря напора позволяет ограничить величину утечки и также, следовательно, неоднородность в камере сгорания, в особенности, в фазах среднего и сильного режимов. Большое проходное сечение позволяет, кроме того, исключить любой риск закупорки канала утечки загрязнениями.

Канал утечки имеет, например, винтовую или спиральную форму и может проходить вокруг оси, совмещенной с осью дозирующего клапана.

В соответствии с вариантом воплощения изобретения дозирующий клапан установлен подвижно в трубчатом держателе, при этом винтовая канавка выполнена в наружной стенке трубчатого держателя, при этом втулка окружает держатель, таким образом, чтобы закрыть спиральную канавку и образовать канал утечки, который своими концами открывается соответственно выше по потоку и ниже по потоку от дозирующего клапана.

В соответствии с другим вариантом воплощения изобретения дозирующий клапан установлен подвижно в трубчатом держателе, содержащем отверстие, смещенное относительно оси дозирующего клапана и в котором размещена вставка, а канал утечки выполнен во вставке.

Изобретение, кроме того, касается турбомашины, такой как авиационный турбореактивный или турбовинтовой двигатель, содержащей, по меньшей мере, один инжектор упомянутого типа.

В дальнейшем изобретение поясняется нижеследующим описанием, не являющимся ограничительным, со ссылками на сопровождающие чертежи, на которых:

- Фиг. 1 изображает вид в продольном разрезе топливного инжектора из известного уровня техники,

- Фиг. 2 и 3 изображают виды в продольном разрезе части инжектора в соответствии с двумя вариантами воплощения изобретения.

Топливный инжектор 1, представленный в заявке на патент FR 2832492 от имени Заявителя, изображен на фиг. 1.

Этот инжектор 1 выполнен аэромеханического типа и содержит первичный топливный контур, предназначенный, например, для фазы запуска и малой мощности, и вторичный контур, участвующий в последующих рабочих фазах работы, средней и большой мощности, и дополняющий первичный контур.

Инжектор 1 содержит полый корпус 2 с отверстием 3 впуска топлива, предназначенным для приема топлива под давлением от топливного насоса, не изображенного на чертеже, которое открывается в предварительную впускную камеру 4 после прохода через металлическую фильтровальную сетку 5.

Корпус 2 содержит, кроме того, впускную камеру 6, расположенную ниже по потоку от (в направлении циркуляции топлива внутри инжектора) предварительной впускной камеры 4 и отделенную от последней запорным клапаном 7. Диафрагма 8 размещена между предварительной впускной камерой 4 и запорным клапаном 7.

Запорный клапан 7 содержит головку 9 и шток 10, подвижно установленный в трубчатой части 11 кольцевого держателя 12, неподвижного относительно корпуса 2. Последний размещен на трубчатой втулке 13, простирающейся вниз и размещенной на другом трубчатом держателе 14, в котором установлен дозирующий клапан 15. Держатель 14 опирается, наконец, на деталь 16, ограничивающую приемную камеру 17, расположенную под дозирующим клапаном 15, и служащую опорой для двух коаксиальных труб 18, 19.

Внутренняя труба 18 образует трубопровод 20 для циркуляции первичного потока топлива, при этом между двумя трубами 18, 19 имеется кольцевое пространство, образующее трубопровод 21 для циркуляции вторичного потока топлива.

Кольцевое пространство 31, относящееся к первичному контуру, ограничено между наружной стенкой втулки 13 и корпусом 2. Внутренняя стенка втулки 13 ограничивает, кроме того, внутреннюю камеру 32, расположенную выше по потоку от дозирующего клапана 15.

Запорный клапан 7 удерживается в закрытом положении возвратной пружиной 22, при этом открывание запорного клапана 7 осуществляется, когда давление топлива выше по потоку от этого клапана превысит первое заданное значение Р1.

Дозирующий клапан 15 также удерживается в закрытом положении возвратной пружиной 23, при этом открывание дозирующего клапана 15 осуществляется, когда давление топлива выше по потоку от этого клапана превысит второе заданное значение Р2, превышающее упомянутое первое значение Р1.

Дозирующий клапан 15 содержит нижний конец, образующий головку, предназначенную для размещения на посадочном месте 24 соответствующего держателя, а также верхний конец, на уровне которого закреплена чашка 25. Возвратная пружина опирается с одной стороны на чашку 25, а с другой стороны – на радиальную поверхность 26 держателя 14.

Дозирующий клапан 15 содержит центральное осевое отверстие 27 и радиальные отверстия 28, открывающиеся в центральное отверстие 27 и в дозирующие прорези 29 соответствующей формы, выполненные в наружной поверхности дозирующего клапана 15.

Дозирующий клапан 15 выполнен подвижным между двумя крайними положениями, соответственно полностью закрытым положением, в котором его верхняя часть расположена в седле 24 держателя 14 под действием соответствующей возвратной пружины 23, и полностью открытым положением, в котором чашка 25 упирается в верхний конец 30 трубчатого держателя 14.

В полностью закрытом положении дозирующего клапана 15, представленном на фиг. 1, отверстия 28 и прорези 29 расположены напротив трубчатого держателя 14, при этом нижний конец прорезей 29 не открывается в приемную камеру 17. В этом положении топливо, находящееся в камере 32, не может, таким образом, поступать в приемную камеру 17 и во вторичный трубопровод 21.

Когда давление топлива, находящегося в камере 32, повышается, то это давление вызывает перемещение дозирующего клапана 15 в открытое положение, то есть вниз, против усилия, оказываемого возвратной пружиной 23.

Когда это давление превышает вторую величину Р2, то прорези 29 открываются в приемную камеру 17 и топливо может поступать во вторичный трубопровод 21.

Геометрия прорезей 29 такова, что проходные сечения прорезей 29 изменяются в зависимости от положения дозирующего клапана 15. В частности, чем больше давление топлива в камере 27 повышается, тем большими становятся проходные сечения прорезей 29.

При работе могут произойти несколько случаев.

В первом случае давление топлива в предварительной впускной камере 4 ниже Р1. Запорный клапан 7 в таком случае удерживается в закрытом положении возвратной пружиной 22 и топливо не поступает ни в первичный трубопровод 20, ни во вторичный трубопровод 21.

Во втором случае, соответствующем фазе запуска или работе при малом режиме, давление топлива в предварительной впускной камере 4 превышает Р1, но давление топлива в камере 32 ниже Р2. Запорный клапан 7 в таком случае является открытым и топливо может поступать в кольцевое пространство 31, затем в первичный трубопровод 20 (первичный контур). Дозирующий клапан 15 в любом случае остается закрытым и топливо не поступает во вторичный трубопровод 21.

В третьем случае, соответствующем фазе работы в среднем или полном режиме, давление топлива в предварительной впускной камере 4 превышает Р1 и давление топлива в камере 32 превышает Р2. Запорный клапан 7 открыт, и топливо может поступать в кольцевое пространство 31, затем в первичный трубопровод 20 (первичный контур). Кроме того, дозирующий клапан 15 также открыт, и жидкость может течь через камеру 32, отверстия 28, прорези 29, приемную камеру 17, затем вторичный трубопровод 21 (вторичный контур).

Как указано выше, во втором случае работы вторичный трубопровод 21 может подвергаться воздействию очень горячего окружения, и существует риск коксования топлива, находящегося в трубопроводе 21.

На фиг. 2 изображена часть инжектора 1 по первому варианту воплощения изобретения, в соответствии с которым в наружной стенке трубчатого держателя 14 выполнена винтовая канавка 33, втулка 34 окружает трубчатый держатель 14 так, чтобы закрывать винтовую канавку 33 и образовать винтовой канал утечки 35, открывающийся на концах, соответственно выше по потоку и ниже по потоку от дозирующего клапана 15, то есть соответственно в камеры 32 и 17.

Например, проходное сечение канала утечки 35 превышает 0,3 мм для исключения любого риска закупорки канала 35 и, предпочтительно, составляет от 0,3 до 0,4 мм2. Общая длина канала утечки 35 составляет от 400 до 500 мм. Потеря напора, осуществляющаяся в канале 35, составляет от 0,1 до 1,5 бара.

Втулка 34 в этом варианте воплощения также ограничивает приемную камеру 17 и вторичный трубопровод 21. Разумеется, приемная камера 17 и вторичный трубопровод 21 могут быть образованы отличными друг от друга элементами, как в случае по фиг. 1.

Кроме того, в этом варианте воплощения корпус 2 содержит расположенный ниже по потоку сужающийся конец, ограничивающий первичный трубопровод 20 кольцевой формы и окружающий вторичный трубопровод 21. Разумеется, этот трубопровод 20 может быть образован элементом, отличным от корпуса 2, как в случае по фиг. 1.

Фиг. 3 изображает вариант воплощения изобретения, в котором трубчатый держатель 14 содержит отверстие, смещенное относительно оси А корпуса 2 и дозирующего клапана 15 и в котором размещена вставка 36. Эта вставка 36 содержит на своей наружной цилиндрической поверхности винтовую резьбу, которая ограничивает с цилиндрической поверхностью отверстия винтовой канал утечки 35 требуемых размеров.

Это канал утечки имеет треугольное сечение, например, 0,7×0,7 мм.

Кроме того, между радиально наружной периферией трубчатого элемента 14 и втулкой 34 предусмотрены герметизирующие средства, такие как кольцевая прокладка 37. Прокладка 37 размещена, например, в канавке 38 трубчатого держателя 14.

Канал утечки 35 препятствует застою топлива во вторичном трубопроводе 21 в фазах запуска и работы на малом режиме, то есть когда дозирующий клапан 15 еще не открыт, и исключает, таким образом, коксование топлива во вторичном трубопроводе 17, 21.

Винтовая форма канала утечки 35 вызывает значительную потерю напора, которое позволяет сохранить достаточно большое проходное сечение.

Как указано выше, значительная потеря напора ограничивает величину утечки и, таким образом, также неоднородность в камере сгорания, особенно в фазах при среднем и большом режимах. Большое проходное сечение позволяет, кроме того, исключить любой риск закупорки канала утечки 35.

1. Топливный инжектор (1) для турбомашины, такой как авиационный турбореактивный или турбовинтовой двигатель, содержащий корпус (2), включающий в себя средства (3) впуска топлива под давлением, запорный клапан (7), установленный в корпусе (2) ниже по потоку от средств (3) впуска, и предназначенный для открывания при первом заданном давлении топлива, и остающийся открытым за пределами этого первого давления для питания первичного топливного контура (31, 20), дозирующий клапан (15), установленный в корпусе (2) ниже по потоку от запорного клапана (7), и предназначенный для открывания за пределами второго заданного давления топлива, превышающего первое давление, и остающийся открытым за пределами второго давления для питания вторичного топливного контура (17, 21), отличающийся тем, что он содержит, по меньшей мере, один канал утечки (35), простирающийся от зоны (32), расположенной ниже по потоку от запорного клапана (7) и выше по потоку от дозирующего клапана (15), до зоны (17), расположенной ниже по потоку от дозирующего клапана (15), и предназначенный для обеспечения постоянной величины утечки во вторичном контуре (17, 21).

2. Инжектор (1) по п. 1, отличающийся тем, что канал утечки (35) выполнен в виде серпантина или лабиринта.

3. Инжектор (1) по п. 2, отличающийся тем, что канал утечки (35) имеет винтовую или спиральную форму.

4. Инжектор (1) по п. 3, отличающийся тем, что канал утечки (35) проходит вокруг оси (А), совмещенной с осью дозирующего клапана (15).

5. Инжектор (1) по п. 3, отличающийся тем, что канал утечки (35) образован резьбой цилиндрической поверхности.

6. Инжектор (1) по п. 3, отличающийся тем, что дозирующий клапан (15) установлен подвижно в трубчатом держателе (14), при этом в наружной стенке трубчатого держателя (14) выполнена винтовая канавка (33), а втулка (34) окружает трубчатый держатель (14) таким образом, чтобы закрыть трубчатую канавку (33) и образовать канал утечки (35), открывающийся своими концами соответственно выше по потоку и ниже по потоку от дозирующего клапана (15).

7. Инжектор (1) по п. 1, отличающийся тем, что дозирующий клапан (15) установлен подвижно в трубчатом держателе (14), содержащем отверстие, смещенное относительно оси (А) дозирующего клапана (15) и в котором расположена вставка (36), при этом канал утечки (35) выполнен во вставке (36).

8. Турбомашина, такая как авиационный турбореактивный или турбовинтовой двигатель, содержащая, по меньшей мере, один инжектор (1) по п. 1.



 

Похожие патенты:

Изобретение может быть использовано в системах подачи топлива для тепловых двигателей. Предложен способ эксплуатации системы подачи топлива для теплового двигателя, причем система подачи топлива состоит, по меньшей мере, из одного топливопровода (1), проходящего к процессу (3) горения, вдоль которого расположен, по меньшей мере, один блок клапанов.

Изобретения относятся к способу и устройству подачи регулируемого потока топлива в камеру сгорания турбомашины. Топливо под высоким давлением подается с регулируемым расходом в камеру сгорания через клапан с позиционным управлением и останавливающий и повышающий давление отсечной клапан с переменным сужением.

Многоходовой клапан топливной системы газовой турбины содержит снабженное цилиндрическим гнездом клапанное тело, в ограничивающей гнездо стенке которого расположено несколько отверстий для подвода и/или отвода текучих сред, при этом в гнезде предусмотрена установленная подвижно вставка по меньшей мере с одним каналом с двумя другими отверстиям, с помощью которого обеспечивается возможность соединения по потоку друг с другом двух соседних отверстий, в клапанном теле предусмотрены два мостика, которые соединяют друг с другом расположенные в различных плоскостях отверстия.

Изобретение может быть использовано в конструкциях хвостовых блоков для слива топливного компонента из бака изделия через вентиль слива, расположенный на донной тепловой защите двигателя.

Изобретение относится к области регулирования расхода текучей среды, более конкретно к способам и устройствам дозирования и питания топливных форсунок камер сгорания турбомашин.

Изобретение относится к устройствам подачи топлива в камеру сгорания турбомашины. .

Изобретение относится к области двигателестроения, преимущественно авиационного, и может быть использовано в отраслях народного хозяйства, в которых применяются газотурбинные двигатели с дренажной системой.

Изобретение относится к области корабельных энергетических установок, в частности к устройству систем топливопитания и дренажа ГТД. .

Изобретение относится к авиадвигателестроению, в частности к устройствам для дренажа топлива из камер сгорания газотурбинных двигателей. .
Наверх