Тангенциальная камера сгорания с безлопаточной турбиной для газотурбинного двигателя

Кольцевая камера сгорания для газотурбинного двигателя выполнена с наружным кожухом, внутренним кожухом, передней стенкой и разнесенными по окружности желобками и образованными одним или обоими внутренним кожухом и/или наружным кожухом и закрученными вокруг центральной линии двигателя в продольном направлении, и разнесенными по кругу сопла в наружном кожухе. Передняя стенка соединяет наружный кожух с внутренним кожухом, формируя кольцевое пространство. Желобки расположены ниже по потоку от сопел. Сопла выполнены с возможностью впрыскивать топливо и воздух в кольцевое пространство и направлять поток в полость камеры сгорания в направлении с выраженной окружной составляющей скорости. Желобки выполнены с возможностью завихрять и ускорять горячие газы с достижением оптимальной скорости при попадании на вход турбины. Изобретение обеспечивает оптимальные условия для горения, снижает выброс окислов азота и углерода, повышает эффективность охлаждения. 2 н. и 2 з.п. ф-лы, 13 ил.

 

Область техники, к которой относится изобретение

Изобретение относится к аппаратам газотурбинных двигателей, в которых происходит сгорание потока топливно-воздушной смеси, а также к аппаратам, в которых осуществляется регулирование траектории потока нагретых газов для формирования оптимальной траектории его входа в ступень турбины. Такие аппараты содержат следующие компоненты (но не ограничиваются их наличием): топливно-воздушные сопла, жаровые трубы и кожухи камеры сгорания, переходные участки, направляющие лопатки, применяющиеся в воздушных суднах военной и гражданской авиации, энергетических установках и другом газотурбинном оборудовании.

Уровень техники

Газотурбинные двигатели относятся к аппаратам, извлекающим энергию из потока газообразных продуктов горения при высоких уровнях температуры, давления и скорости. Полученная энергия может использоваться для питания генератора с целью выработки энергии или обеспечения требуемой тяги воздушного судна. Типовой газотурбинный двигатель содержит многоступенчатый компрессор высокого давления, сжимающий атмосферный воздух. Сжатый воздух затем смешивается в камере сгорания с горючим при определенном соотношении топливо-воздух, при этом температура топливно-воздушной смеси увеличивается. Газообразные продукты горения при высокой температуре и большом давлении расширяются в турбине, при этом извлекается энергия для обеспечения требуемой тяги или питания генератора или компрессора, в зависимости от конкретного применения. Турбина имеет одну или несколько ступеней, причем каждая ступень содержит ряд лопастей и ряд лопаток. Лопасти распределены по окружности вращающейся ступицы, причем каждая лопасть по своей высоте перекрывает траекторию потока горячих газов. Каждая ступень невращающихся лопаток располагается по окружности и также проходит через траекторию потока горячих газов. Настоящее изобретение, описанное ниже, включает камеру сгорания и секции турбины газотурбинных двигателей.

Камера сгорания газотурбинного двигателя может иметь различные конфигурации: бункерную, трубчатую/цилиндрическую, кольцевую и трубчато-кольцевую (комбинация двух последних конфигураций). Именно в этом компоненте сжатая топливно-воздушная смесь проходит через топливно-воздушные сопла и происходит реакция горения данной смеси, в результате чего образуется горячий поток газов повышенной плотности, который с ускорением перемещается на выход. Трубчатая камера сгорания обычно состоит из отдельных жаровых труб, отстоящих друг от друга по окружности и содержащих зоны горения, воспламеняемые через отдельные сопла. Поток из каждой трубы затем направляется через канал и перед попаданием на лопатку первой ступени концентрируется в переходном участке. В кольцевой камере сгорания переходный участок не требуется, так как топливно-воздушные сопла обычно располагаются по окружности, и через них смесь подается в единую кольцевую камеру сгорания, в которой происходит горение. Основное отличие последней, трубчато-кольцевой, конфигурации камеры сгорания от двух предыдущих вариантов состоит в наличии отдельных труб, заключенных в кольцевой кожух, содержащий воздух, подаваемый в каждую трубу. Каждая конфигурация характеризуется своими достоинствами и недостатками в зависимости от применения.

Перед попаданием топлива и воздуха в камеру сгорания газовой турбины через топливно-воздушные сопла обычно происходит их предварительное смешивание. Посредством данных сопел смесь завихряется для улучшения качества смешивания (и, следовательно, повышения эффективности горения), а также для стабилизации процесса горения во избежание срыва пламени, что позволяет применять обедненные топливно-воздушные смеси для снижения уровня вредных выбросов. Топливно-воздушное сопло может иметь разные конфигурации с одним или несколькими кольцевыми впускными отверстиями, на каждом из которых расположены завихряющие лопатки.

Как и в случае с другими компонентами газовой турбины, во избежание расплавления камеры сгорания необходимо предпринимать меры для ее охлаждения. Обычно для этих целей применяется проникающее охлаждение, осуществляемое путем заключения жаровой трубы камеры сгорания в дополнительную смещенную жаровую трубу, причем между данными двумя трубами проходит выпускаемый компрессором воздух, который попадает в поток горячих газов через смесительные отверстия и охлаждающие каналы. Благодаря данной технологии от компонента газовой турбины отводится тепло, а также образуется тонкий пленочный слой охлаждающего воздуха между жаровой трубой и газообразными продуктами горения, что препятствует передаче тепла жаровой трубе. В зависимости от расположения смесительных отверстий в осевом направлении на жаровой трубе они могут выполнять две функции. Через смесительное отверстие, находящееся ближе к топливно-воздушным соплам, охлаждается жаровая труба и подается несгоревший воздух для горения, кроме того данное отверстие способствует смешиванию газов для увеличения эффективности горения. Через второе отверстие, находящееся ближе к турбине, охлаждается поток горячих газов, кроме того при помощи данного отверстия можно управлять полем температур на выходе камеры сгорания.

Следующая часть газотурбинного двигателя, через которую проходит поток, - это лопатка первой ступени и турбина. На данном участке газотурбинного двигателя горячие газы получают дополнительное ускорение и достигают скорости, при которой в результате их воздействия на ряд лопастей турбины из горячих газов извлекается энергия, расходуемая на подъем лопастей турбины, которые, в свою очередь, вращают приводной вал. При этом лопасти и лопатки турбины, оказывающиеся на пути прохождения горячих газов, работают при высоких уровнях температуры, давления и скорости. Такие неблагоприятные условия приводят к высокотемпературному окислению и разрушению поверхностей, что уменьшает срок службы компонента газовой турбины. Температуры газов на входе турбины обычно достигают значений на 200-300°C выше точки плавления компонентов турбины. Такие высокие температуры оказывают разрушающе воздействие на поверхности и увеличивают степень их шероховатости; таким образом, данные поверхности требуют обязательного охлаждения. Для обеспечения стойкости конструкции к разрушающим воздействиям, а также для эффективного охлаждения лопаток и лопастей турбины и повышения их прочности при воздействии горячих газообразных продуктов горения в газотурбинных двигателях применяются разнообразные конструкции, материалы и проектные решения, однако до сих пор не предпринимались попытки усовершенствования камеры сгорания и турбины, направленные на полное устранение лопаток первого ряда. На сегодняшний день для работы в сверхтяжелых эксплуатационных условиях в конструкции лопаток первой ступени турбины требуется использование новых разработок, которые включают технологии (но не ограничиваются ими) с применением дорогостоящих никелевых сплавов, теплозащитных покрытий, комплексных способов литья для получения монолитной конструкции с внутренними каналами охлаждения и пленочного охлаждения. В некоторых случаях стоимость лопаток первого ряда может достигать около 5% от стоимости всего газотурбинного двигателя. Кроме того, около 2% от всего потока, теряемого в газовой турбине, - это потери при перекачивании охлаждающего воздуха через данный компонент. Настоящее изобретение функционально соответствует требованиям, предъявляемым к газотурбинному оборудованию, однако при этом оно не содержит лопаточные сопла первой ступени, благодаря чему исключаются аспекты, сопряженные с соответствующими затратами и снижением характеристик.

Раскрытие изобретения

Настоящим изобретением предложена новая усовершенствованная конструкция камеры сгорания, работающей в обычном режиме, но в которой благодаря применению тангенциального выхода газообразных продуктов горения из камеры сгорания и предложенной желобковой геометрической структуры камеры сгорания отсутствует необходимость в использовании лопаточных сопел. Изобретение содержит модифицированную жаровую трубу с желобками, выдавленными внутрь полости камеры сгорания и проходящими через нее, а также закрученными вокруг и вдоль центральной линии двигателя. При помощи желобков горячие газы завихряются, ускоряются и достигают оптимальной скорости при попадании на вход турбины аналогично тому, как это происходит при использовании обычного лопаточного сопла газовой турбины. Для уменьшения длины желобковой секции топливно-воздушные сопла расположены по окружности жаровых труб на выходе камеры сгорания и направлены по касательной. Как и на другие компоненты двигателя, на желобки оказывает негативное воздействие поток горячих газов; следовательно, могут применяться способы ударного или проникающего охлаждения, а также другие виды охлаждения. Охлаждающий воздух подается от компрессора в пространство между главной жаровой трубой камеры сгорания и содержащей ее жаровой трубой, где проходит по внутренней части желобков (снаружи жаровой трубы, содержащей камеру сгорания) и охлаждает корпус камеры сгорания, после чего смешивается с горячими газами непосредственно на входе в турбину, или нагретый воздух направляется в камеру сгорания через топливно-воздушные сопла. Настоящее изобретение позволяет избавиться от необходимости применения направляющей сопловой лопатки первой ступени турбины или, по меньшей мере, уменьшить ее размер, что снижает производственные затраты, а также минимизирует расходы на осуществление перекачивания большого количества охлаждающего воздуха через внутренние каналы данного компонента для поддержания его конструктивных характеристик в эксплуатационных пределах.

Изобретение также охватывает топливно-воздушные сопла, через которые подается предварительно полученная топливно-воздушная смесь, и/или смесительные отверстия, через которые воздух с выхода компрессора и сжатое топливо подаются в камеру сгорания через несколько точек, расположенных в продольном и окружном направлениях. Расположение отверстий для впуска топлива и воздуха способствует улучшенному смешиванию реагирующих веществ и продуктов горения. Ступенчатое распределение сопел подачи топливно-воздушной смеси для получения большего количества топлива на входе каждой последующей ступени от ряда выходных сопел предыдущей ступени улучшает качество смешивания реагирующих веществ и создает в зоне горения определенную концентрацию кислорода, благодаря чему значительно снижается уровень выделения окислов азота (NO_x). Кроме того, введение воздуха от компрессора на выходе зоны горения позволяет дожигать/поглощать все выделенные при горении окислы углерода (CO) до их попадания в первую ступень турбины. Фактически, камера сгорания позволяет снизить уровни вредных выбросов газовой турбины и уменьшить необходимость в применении устройств снижения токсичности отработавших газов, а также минимизировать воздействие на окружающую среду таких устройств. Дополнительно к этому полезному эффекту тангенциально ориентированное горение топлива и топливно-воздушные сопла позволяют направить пламя на ближайшую горелку и значительно усовершенствовать процесс воспламенения содержимого камеры сгорания.

Краткое описание чертежей

Фиг.1 показывает двухмерное изображение характерной конфигурации типовой камеры сгорания, лопатки первой ступени и лопасти турбины для газотурбинного двигателя, а также проходящий поток, как видно по сечению элементов цилиндрической поверхностью с постоянным радиусом кривизны.

Фиг.2 показывает двухмерное изображение характерной конфигурации изобретения и секций первой ступени турбины с проходящим потоком, как видно по сечению элементов цилиндрической поверхностью с постоянным радиусом кривизны.

Фиг.3 показывает вид сбоку кольцевой камеры сгорания с указанными желобками, ориентированными таким образом, что поток направлен слева направо.

Фиг.4 показывает изометрический разрез варианта осуществления изобретения, причем на разрезе видны профиль и внутренняя конфигурация желобковой части.

Фиг.5 показывает изометрический разрез варианта осуществления изобретения, содержащего вторую жаровую трубу, в которую заключена главная 6

жаровая труба камеры сгорания, причем на разрезе изображен характерный профиль конструкции.

Фиг. 6А показывает увеличенное изометрическое изображение, причем направление обзора немного повернуто в сторону выхода варианта осуществления изобретения, причем на изображении видны наружные поверхности желобковой части.

Фиг. 6В показывает увеличенное изометрическое изображение, причем направление обзора немного повернуто в сторону входа варианта осуществления изобретения, причем на изображении видны точки начала и конца желобков.

Фиг. 7 показывает изометрический разрез, причем направление обзора повернуто в сторону выхода, и на разрезе видна внутренняя поверхность желобков камеры сгорания.

Фиг. 8А показывает вид сзади всей камеры сгорания с выделенными выпускными отверстиями для горячих газообразных продуктов горения.

Фиг. 8В показывает увеличенный вид сзади камеры сгорания с выделенными выпускными отверстиями для горячих газообразных продуктов горения.

Фиг. 9 показывает двухмерный эскиз, на котором изображены сопла наружной жаровой трубы камеры сгорания, обращенные внутрь камеры сгорания и ориентированные в радиально-окружном направлении (возможная продольная ориентация не приведена).

Фиг. 10 показывает изометрический вид сбоку варианта кольцевой камеры сгорания без желобков с предложенным ступенчатым вводом топлива и воздуха.

Фиг. 11 показывает изометрический вид сбоку с секущей плоскостью, заданной центральной линией двигателя и радиусом.

Фиг. 12А показывает перспективный изометрический вид спереди варианта камеры сгорания без желобков (перспектива от фронтальной стороны к задней), на котором изображена перфорированная передняя стенка.

Фиг. 12В показывает увеличенное изображение фрагмента фиг. 12А.

Фиг. 13 показывает двухмерное изображение характерного поперечного сечения топливно-воздушного сопла.

Осуществление изобретения

На фиг. 1 показана общая схема функционирования камеры сгорания и первой ступени турбины газотурбинного двигателя. Горячие газообразные продукты 1 сгорания протекают в камере сгорания 7 в продольном направлении до ее пограничной зоны 8, на выходе которой данные продукты ускоряются и направляются лопаткой 2 первой ступени, после чего данные газы приобретают результирующую скорость 3, имеющую продольную составляющую 4, окружную составляющую 5 и минимальную радиальную составляющую. Этот ускоренный и закрученный поток газов затем наталкивается на лопасти 6 первой ступени турбины, в результате чего из него извлекается энергия, передаваемая на лопасти турбины и соединенный с ними ротор.

На фиг. 2 показана общая схема изобретения модифицированной камеры сгорания 7 и лопастей первой ступени турбины, предназначенных для применения в газотурбинном двигателе. В данном случае горячие газообразные продукты, имеющие существенную окружную составляющую скорости 33 потока, поступающего от ориентированных по касательной топливно-воздушных сопел, протекают через камеру сгорания 7 и далее закручиваются и ускоряются желобками в круговом направлении 11. Эти горячие завихренные газы 10 приобретают данное состояние благодаря окружному расположению топливно-воздушных сопел и ориентации желобковых поверхностей 9, проходящих через камеру сгорания. Горячие газы 10 выходят из продольной пограничной зоны камеры 12 сгорания с результирующей скоростью 3, имеющей продольную составляющую 4, окружную составляющую 5 и минимальную радиальную составляющую. Далее поток попадает на лопасти 6 первой ступени турбины, в результате чего из него извлекается энергия.

На фиг. 3 и 4 показан общий вид конструкции изобретения. Кольцевая камера сгорания фактически состоит из двух концентрических цилиндров 14 и 15, образующих кольцевое пространство при их соединении с кольцевой торцевой поверхностью 13, называемой передней стенкой, входного конца/отверстия (или при их заключении в нее). Данные два цилиндра могут иметь постоянный радиус или переменный радиус, изменяющий в продольном и/или окружном направлениях. Топливно-воздушные сопла расположены по окружности, охватывающей наружную жаровую трубу, в которой, согласно настоящему изобретению, получаемый поток имеет выраженную тангенциальную составляющую. Например, данные сопла могут размещаться в один ряд или в несколько рядов по окружности внутренней и/или наружной жаровых труб 15 и 14, где через сопла впрыскивается топливо и воздух в направлении, имеющем тангенциальную составляющую (скорость впрыскиваемой смеси также может иметь продольную и окружную составляющие). Другая конфигурация расположения топливно-воздушных сопел предполагает равномерное размещение на наружном кожухе 14, где сопла направляют поток в полость камеры сгорания в направлении с выраженной окружной составляющей скорости (скорость впрыскиваемой смеси также может иметь продольную и/или радиальную составляющие). Топливно-воздушные сопла могут иметь характерный вид, показанный на фиг. 13. На данном чертеже приведен возможный вариант осуществления изобретения, в котором круглая область 35 в центре сопла может содержать осевой завихритель, через который проходит обогащенная топливно-воздушная смесь, и/или концентрический топливно-воздушный жиклер. Отличительной особенностью тангенциальных топливно-воздушных сопел является кольцевая область 34, через которую воздух или предварительно полученная обедненная топливно-воздушная смесь проходят с минимальным завихрением или без завихрения. Кольцевое впускное отверстие, способствующее подавлению завихрений, предназначено для существенно тангенциальной ориентации скорости потока на входе в камеру сгорания, что увеличивает окружную составляющую скорости потока, выходящего из камеры сгорания в турбину, и позволяет использовать укороченную лопатку первой ступени турбины или желобки.

Ниже по потоку от топливовоздушных сопел расположены желобки. Желобки образованы одним или обоими внутренним кожухом 15 и/или наружным кожухом 14, выдавлены внутрь полости камеры сгорания и проходят через нее, причем кожухи могут стыковаться без зазора или с небольшим зазором. Предполагаемое место стыка кожухов 14 и 15 характеризуется воображаемым отрезком или тонкой поверхностью контакта. По этому воображаемому отрезку проходят поверхности внутри камеры сгорания. При вращении вокруг центральной линии двигателя данный отрезок перемещается в продольном направлении. Величина поворота зависит от длины желобковой части камеры сгорания, от количества желобков и от углов исходной и конечной точек вышеупомянутого отрезка. В отношении изобретения важно отметить два угла. Один угол образуется между касательной, проходящей через начальную точку отрезка, и центральной линией двигателя, лежащей в плоскости, перпендикулярной радиусу, заключенному между конечной точкой и центральной линией двигателя. Второй угол образуется между касательной, проходящей через конечную точку (точку выхода) отрезка, и центральной линией двигателя, лежащей в плоскости, перпендикулярной радиусу, заключенному между конечной точкой и центральной линией двигателя. Чтобы поток выходящих их камеры сгорания горячих газов достигал состояния, требуемого для непосредственного попадания на лопасти 6 первой ступени турбины, второй угол должен принимать значение от 60 до 80 градусов. Для разгона горячих газов и их выхода из камеры сгорания под углом, близким к физическому углу конструктивного выхода, каждый желобок должен иметь длину, соответствующую достаточно протяженному отрезку 20. Функционирование изобретения возможно благодаря тому, что поверхности 16 и 17, выступающие в камеру сгорания, могут создавать препятствия на пути протекания потока горячих газов в оболочке камеры сгорания. При этом горячие газы принудительно направляются по линии желобков, которые действуют аналогично ряду неподвижных лопаток.

Как принято в конструкции других кольцевых камер сгорания, второй кожух/вторая жаровая труба 18 и 19 заключает в себе основной кожух камеры сгорания, в котором происходит процесс горения. Данная жаровая труба может иметь постоянные радиусы или переменные радиусы в продольном и/или окружном направлениях. Данная жаровая труба создает кольцевое пространство внутри и снаружи кольцевой зоны камеры сгорания. Через эти зоны проходит воздух, поступающий от компрессора, для отвода тепла от кожухов 14 и 15 камеры сгорания. Кроме того, наружная область охлаждения открыта по направлению к первой ступени турбины на выходном конце; таким образом, под действием давления поток выходит через этот конец камеры сгорания. В этой наружной кольцевой области выпускаемый компрессором воздух проходит на выход через наружные поверхности желобков 21, в результате чего перед его попаданием в первую ступень турбины от желобков также отводится тепло. Данная наружная жаровая труба 18 должна соединяться с наружным кожухом 14 камеры сгорания, при этом на конце камеры сгорания между жаровой трубой 18 и кожухом 14 образуется плоскость контакта. Контактная поверхность начинается на выходе камеры сгорания и оканчивается немного выше по потоку. При таком способе соединения/сочленения двух жаровых труб 14 и 18 на стороне потока охлаждения образуется замкнутый желобковый канал 21, что позволяет усилить поток охлаждения перед его попаданием на впускное отверстие турбины. В данном варианте внутренняя область охлаждения не входит в первую ступень турбины. Наоборот, смесительные отверстия, расположенные рядом и вокруг желобков, обеспечивают протекание через эту область воздуха от компрессора для его подачи в наружную область охлаждения. Данные смесительные отверстия позволяют улучшить отвод тепла от кожуха камеры сгорания и увеличить эффективность охлаждения.

При рассмотрении торцевой поверхности выхода камеры сгорания, расположенной перпендикулярно продольному направлению, можно выделить чередующиеся области - обширную область 23 для пропускания потока горячих газов и область 22 с меньшей окружной шириной, через которую из камеры сгорания выходит охлаждающий поток и попадает в струю горячих газов непосредственно на входе лопастей турбины.

В другом варианте осуществления изобретения воздух, охлаждающий желобковую секцию, направляется к топливно-воздушным соплам, где он попадает в камеру сгорания и способствует стабилизации пламени.

Вышеупомянутые желобки используются в кольцевой камере сгорания, имеющей нижеследующие особенности. На фиг.9 показана общая схема кольцевой камеры сгорания с ориентированные по касательной топливно-воздушными соплами. Камера сгорания состоит из наружного кожуха (или жаровой трубы) 14, внутреннего кожуха (или жаровой трубы) 15, радиусы которых могут быть постоянными или переменными в продольном направлении, и передней стенки 32, соединяющей внутреннюю и наружную жаровые трубы 15 и 14. Как показано в варианте конфигурации изобретения на фиг.9, топливно-воздушные сопла 24, 25, через которые подается предварительно полученная топливно-воздушная смесь, ориентированы преимущественно в окружном направлении, причем угол 31 образован касательной 29 к наружной жаровой трубе и центральной линией 30 сопла 24, 25, при этом векторы направления данных сопел могут иметь радиальные или продольные составляющие. Данные сопла 24, 25 могут лежать в одной плоскости, заданной линией продольного направления и точкой, расположенной на центральной линии двигателя, и могут находиться в окружном направлении на одинаковых расстояниях друг от друга или на расстояниях, обусловленных определенной схемой. Через сопла в пространство камеры сгорания, образованное внутренним и наружным кожухами 14, 15 и передней стенкой 32, вводится предварительно полученная топливно-воздушная смесь 26. В данной зоне происходит горение реагирующих веществ, впрыснутых через топливно-воздушные сопла 24, 25, в результате чего образуется поле 27 потока, протекающего через камеру сгорания, вращающееся вокруг центральной линии двигателя.

На фиг.10 показан вариант конфигурации изобретения, в котором топливно-воздушные сопла 24, 25 находятся на входе (слева) второго ряда топливно-воздушных сопел, причем лежат в одной плоскости и расположены в окружном направлении на некотором расстоянии друг от друга. Количество топливных сопел 24, 25 может быть неограниченным. Как показано на фиг.11, 12A и 12B, воздух, поступающий от компрессора, также может попадать в пространство камеры сгорания через перфорированную переднюю стенку 32. Впрыск смеси рядом с передней стенкой, которая может иметь большую величину соотношения топливо-воздух по сравнению со вторым рядом сопел относительно смеси, впрыскиваемой на выходе топливных сопел 24, 25, обеспечивает требуемое смешивание и эффект ступенчатой подачи топливно-воздушной смеси, что позволяет получить оптимальные условия для горения и снижения уровней выбросов окислов азота и углерода из камеры сгорания. Горячие продукты горения далее выводятся из камеры сгорания через кольцевое отверстие 23 (как показано на фиг.8A и 8B), после чего попадают в первую ступень турбины газотурбинного двигателя.

Настоящее изобретение описано со ссылками на предпочтительный вариант его осуществления. Однако специалистам понятно, что описанный вариант осуществления изобретения может быть изменен и модифицирован без отклонения от сути и объема настоящего изобретения. В вариант осуществления изобретения, использованный для иллюстрации, могут вноситься различные изменения и модификации, понятные специалистам. Если такого рода модификации и вариации не противоречат сути настоящего изобретения, следовательно, они являются частью объема данного изобретения.

При подробном описании изобретения использованы ясные и емкие термины, что позволяет специалистам его понять и реализовать. Ниже приведена формула настоящего изобретения.

1. Кольцевая камера сгорания для газотурбинного двигателя, применяемого в наземных энергетических установках, наземных транспортных средствах, морских транспортных средствах или на воздушных судах, содержащая:

камеру сгорания с наружным кожухом (14), внутренним кожухом (15), передней стенкой (32) и разнесенными по окружности желобками (21), образованными одним или обоими внутренним кожухом (15) и/или наружным кожухом (14) и закрученными вокруг центральной линии двигателя в продольном направлении, причем передняя стенка (32) соединяет наружный кожух (14) с внутренним кожухом (15), формируя кольцевое пространство; и

разнесенные по кругу сопла (24, 25) в наружном кожухе (14), причем желобки (21) расположены ниже по потоку от сопел (24, 25), причем указанные сопла (24, 25) выполнены с возможностью впрыскивать топливо и воздух в кольцевое пространство и направлять поток в полость камеры сгорания в направлении с выраженной окружной составляющей скорости, причем желобки выполнены с возможностью завихрять и ускорять горячие газы с достижением оптимальной скорости при попадании на вход турбины.

2. Кольцевая камера сгорания по п. 1, отличающаяся тем, что желобки проходят в кольцевое пространство.

3. Способ смешивания реагирующих веществ для горения для газотурбинного двигателя, содержащий следующие шаги:

обеспечение камеры сгорания, которая содержит:

наружный кожух (14), внутренний кожух (15), переднюю стенку (32) и разнесенные по окружности желобки (21), образованные одним или обоими внутренним кожухом (15) и/или наружным кожухом (14) и закрученные вокруг центральной линии двигателя в продольном направлении, причем передняя стенка (32) соединяет наружный кожух (14) с внутренним кожухом (15), формируя кольцевое пространство; и

разнесенные по кругу сопла (24, 25) в наружном кожухе (14), причем желобки (21) расположены ниже по потоку от сопел (24, 25), причем указанные сопла (24, 25) выполнены с возможностью впрыскивать топливо и воздух в кольцевое пространство и направлять поток в полость камеры сгорания в направлении с выраженной окружной составляющей скорости, причем желобки выполнены с возможностью завихрять и ускорять горячие газы с достижением оптимальной скорости при попадании на вход турбины;

впрыскивание топлива и воздуха в кольцевое пространство и направление потока в полость камеры сгорания в направлении с выраженной окружной составляющей скорости с помощью указанных сопел (24, 25);

впрыскивание воздуха, поступающего от компрессора, через перфорированную переднюю стенку (32) в поле потока в кольцевом пространстве; и

завихрение и ускорение горячих газов с достижением оптимальной скорости при попадании на вход турбины с помощью желобков, тем самым создавая эффект ступенчатой подачи топливно-воздушной смеси для улучшения горения и снижения уровней выбросов окислов азота и углерода из камеры сгорания.

4. Способ по п. 3, отличающийся тем, что камера сгорания содержит первый ряд сопел (24) и второй ряд сопел (25), причем первый ряд сопел (24) расположен между вторым рядом сопел (25) и передней стенкой (32), при этом способ содержит этап подачи первой предварительно полученной топливно-воздушной смеси в кольцевое пространство через первые сопла (24) и этап подачи второй предварительно полученной топливно-воздушной смеси в кольцевое пространство через вторые сопла (25), причем первая предварительно полученная топливно-воздушная смесь имеет первое соотношение топливо-воздух, а вторая предварительно полученная топливно-воздушная смесь имеет второе соотношение топливо-воздух, причем второе соотношение топливо-воздух больше первого соотношения топливо-воздух.