Камера сгорания для турбинного двигателя с равномерным забором воздуха через систему впрыска топлива

Камера сгорания для турбинного двигателя содержит кольцевую концевую стенку, снабженную системами впрыска, каждая из которых центрирована на соответствующей оси и каждая из которых имеет верхний по потоку конец, образующий втулку для приема головки топливного инжектора, и кольцевой кожух. Кольцевой кожух покрывает концевую стенку и содержит отверстия инжекторов, соответственно расположенные обращенными к системам впрыска. Кольцевой кожух включает в себя воздухозаборные отверстия, отдельные от отверстий инжекторов. Втулка каждой системы впрыска проходит через соответствующее отверстие инжектора и содержит на ее верхнем по потоку конце выступ, имеющий свободный край, удаленный от оси системы впрыска на первое расстояние (d1), которое больше второго расстояния (d2), отделяющего край упомянутого отверстия инжектора от упомянутой оси. Изобретение направлено на повышение равномерности подачи воздуха каждой системы впрыск и позволяет сохранить подвижность каждой системы впрыска относительно кольцевого кожуха и концевой стенки камер сгорания. 3 н. и 6 з.п. ф-лы, 8 ил.

 

ОБЛАСТЬ ТЕХНИКИ

Настоящее изобретение относится к кольцевой камере сгорания для турбинного двигателя и, более конкретно, для двигательного узла летательного аппарата.

Изобретение, в частности, но не исключительно, применимо для камер сгорания, оснащенных кольцевым рядом топливных инжекторов, каждый из которых содержит головку, снабженную центральным наконечником для впрыска топлива, и периферийное устройство впрыска топлива, например, многозонного типа. Инжекторы этого типа используются в камерах сгорания, которые называются работающими в режиме "ступенчатого сжигания обедненной смеси".

Изобретение также относится к модулю камеры сгорания и к турбинному двигателю, содержащему такой модуль камеры сгорания.

УРОВЕНЬ ТЕХНИКИ

На Фиг. 1 изображен типичный пример турбинного двигателя 1 известного типа, например двухкаскадного турбовентиляторного двигателя для летательного аппарата.

Турбинный двигатель 1 последовательно содержит согласно направлению тяги, показанному стрелкой 2, также соответствующему основному направлению протекания газа в турбинном двигателе, компрессор 4 низкого давления, компрессор 6 высокого давления, кольцевую камеру 8 сгорания, турбину 10 высокого давления и турбину 11 низкого давления.

В приведенном далее описании положения выше и ниже по потоку определены относительно основного направления протекания газа в камере сгорания и, в более общем смысле, в турбинном двигателе.

Как хорошо известно, камера 8 сгорания по потоку установлена ниже компрессора 6 высокого давления, предназначенного для подачи сжатого воздуха в эту камеру, и выше турбины 10 высокого давления, предназначенной для приведения во вращение компрессора 6 высокого давления под действием тягового усилия, создаваемого газом при выходе из камеры сгорания.

На Фиг. 2 в увеличенном масштабе изображена камера 8 сгорания и ее ближайшие окрестности.

Камера 8 сгорания содержит две соосные кольцевые стенки 12 и 13, соответственно внутреннюю в радиальном направлении и внешнюю в радиальном направлении, которые проходят вокруг продольной оси 14 камеры сгорания.

Эти две кольцевые стенки 12 и 13 ниже по потоку прикреплены к внутреннему 15 и внешнему 16 корпусам камеры и соединены друг с другом на их верхних по потоку концах кольцевой концевой стенкой 18 камеры сгорания.

Кольцевая концевая стенка 18 включает в себя кольцевой ряд отверстий, равномерно распределенных вокруг оси 14 камеры сгорания, в которых установлены системы 20 впрыска, в этих системах посажены соответствующие головки 21 топливных инжекторов 22. Каждый из этих топливных инжекторов 22 имеет ось выпуска топлива, которая совпадает с осью 24 соответствующей системы 20 впрыска. Системы 20 впрыска установлены на концевой стенке 18 с возможностью небольшого перемещения в направлении, перпендикулярном оси 24, и таким образом с возможностью компенсации относительного расширения, негативно влияющего на камеру 8 сгорания, системы 20 впрыска и корпусы 15 и 16 во время работы.

Узел, образованный камерой 8 сгорания и топливными инжекторами 22, в настоящем описании называется "модулем камеры сгорания".

Каждая система 20 впрыска имеет верхний по потоку конец, образующий втулку 26, нижний по потоку конец, выполненный в форме расширяющегося конуса 28, который открыт в камеру 8 сгорания, и кольцевой впуск 30 воздуха, расположенный между втулкой 26 и конусом 28 и позволяющий входить части 31 воздушного потока 32, поступающего из диффузора 34, установленного на выходе компрессора высокого давления, входящего в состав турбинного двигателя, для предварительного смешивания пропущенного воздуха с топливом, поступающим из топливного инжектора 22, установленного во втулке 26, внутри системы впрыска.

В изображенном примере через кольцевой впуск 30 воздуха в поперечном направлении проходят ребра 36 для сообщения вращательного движения воздушному потоку, который их пересекает. Впуск воздуха таким образом относится к типу, обычно называемому "завихрителем".

Кроме того, кольцевые стенки 12 и 13 камеры сгорания соединены на их верхних по потоку концах с кольцевым кожухом 40, включающим в себя отверстия 42, расположенные обращенными к системам 20 впрыска, для прохождения через них топливных инжекторов 22 и воздуха 31, подаваемого в системы 20 впрыска. Основными функциями этого кожуха 40 является защита концевой стенки 18 камеры сгорания и направление частей 44 и 46 воздушного потока 32, которые перемещаются ниже по потоку, соответственно вдоль внутренней 12 и внешней 13 кольцевых стенок камеры сгорания в двух соответствующих внутреннем 48 и внешнем 50 пространствах обхода. Далее эти части 44 и 46 воздушного потока 32 соответственно называются "внутренним обходным воздушным потоком" и "внешним обходным воздушным потоком". Внутреннее 48 и внешнее 50 пространства обхода образуют вместе с расположенным выше по потоку пространством 52, соединяющим их друг с другом, оболочку, внутри которой проходит камера 8 сгорания. Разумеется, каждое отверстие 42 по потоку находится выше кольцевого впуска 30 воздуха относительно оси 24 соответствующей системы впрыска.

Однако подача воздуха в кольцевой впуск 30 воздуха систем 20 впрыска имеет неравномерную природу в направлении вокруг оси 24 каждой системы впрыска, что, по всей вероятности, будет ухудшать характеристики камер сгорания, в частности, с точки зрения ограничения выброса загрязняющих веществ и с точки зрения управления профилем температуры выхлопных газов на выходе камеры сгорания.

Эта проблема становится тем более значительной в случае камер сгорания, в которых реализован режим сжигания, называемый "ступенчатым сжиганием обедненной смеси", например, камеры сгорания по Фиг. 2. В этом типе камеры сгорания головка 21 каждого инжектора 22 включает в себя центральный наконечник 54 для впрыска топлива, осевое воздухозаборное устройство 56, расположенное вокруг центрального наконечника 54, и периферийное устройство 58 впрыска топлива, расположенное вокруг осевого воздухозаборного устройства 56. Топливо, поступающее из центрального наконечника 54, смешивается внутри каждой системы впрыска с воздухом, пропущенным через осевое воздухозаборное устройство 56, в то время как топливо, поступающее из периферийного устройства 58 впрыска топлива, смешивается внутри каждой системы впрыска с воздухом, пропущенным через кольцевой впуск 30 воздуха системы впрыска. Но системы впрыска этого типа имеют относительно большие поперечные габариты, что, по всей вероятности, будет приводить к увеличению неравномерности воздушного потока 31. Кроме того, эти системы впрыска требуют для своей работы относительно значительного воздушного потока, что приводит к усилению неоднородности в камере 8 сгорания.

Описанные выше проблемы особенно значительны в случае камеры сгорания, расположенной на выходе диффузора 34' центробежного типа, который изображен на Фиг. 3.

В этом случае, по сути, внешняя в радиальном направлении часть кольцевого впуска 30 воздуха каждой системы 20 впрыска принимает прямой воздушный поток 31а, в то время как внутренняя в радиальном направлении часть кольцевого впуска 30 воздуха принимает только непрямой воздушный поток 31b.

СУЩНОСТЬ ИЗОБРЕТЕНИЯ

Задачей настоящего изобретения является, в частности, предложить простое с точки зрения финансовых затрат и эффективное решение этих проблем, позволяющее по меньшей мере частично устранить упомянутые выше недостатки.

Чтобы достичь этого, изобретением предлагается кольцевая камера сгорания для турбинного двигателя, содержащая:

- кольцевую концевую стенку, снабженную множеством систем впрыска, каждая из которых центрирована на соответствующей оси и каждая из которых имеет верхний по потоку конец, образующий втулку для приема головки топливного инжектора, нижний по потоку конец, открытый в камеру сгорания, и кольцевой впуск воздуха, расположенный между упомянутыми верхним по потоку и нижним по потоку концами таким образом, что воздух, пропущенный через этот кольцевой впуск воздуха, смешивается внутри системы впрыска с топливом, поступающим из топливного инжектора; и

- кольцевой кожух, покрывающий верхнюю по потоку сторону концевой стенки и содержащий множество отверстий инжекторов, соответственно, расположенных обращенными к системам впрыска, причем кольцевой кожух и концевая стенка вместе ограничивают кольцевое пространство, в которое открыт кольцевой впуск воздуха каждой системы впрыска.

Согласно изобретению кольцевой кожух включает в себя множество воздухозаборных отверстий, отдельных от отверстий инжекторов.

Кроме того, втулка каждой системы впрыска проходит через соответствующее отверстие инжектора кольцевого кожуха и содержит на ее верхнем по потоку конце кольцевой выступ, имеющий свободный край, удаленный от оси системы впрыска на первое расстояние, которое больше или равно второму расстоянию, отделяющему край упомянутого соответствующего отверстия инжектора от оси системы впрыска.

Кольцевой выступ втулки каждой системы впрыска позволяет закрыть впуск соответствующего отверстия инжектора кольцевого кожуха и таким образом уменьшить, по существу, до нуля воздушный поток, подаваемый в кольцевой впуск воздуха системы впрыска через отверстие инжектора. Таким образом, подача воздуха в кольцевой впуск воздуха почти исключительно обеспечивается непрямым образом за счет воздуха, проходящего через воздухозаборные отверстия кольцевого кожуха.

Это приводит к повышению равномерности подачи воздуха в кольцевой впуск воздуха каждой системы впрыска, как станет очевидно далее.

Более того, эта конфигурация позволяет сохранять подвижность каждой системы впрыска относительно кольцевого кожуха и концевой стенки камеры сгорания.

В предпочтительном случае воздухозаборные отверстия и отверстия инжекторов распределены таким образом, что по меньшей мере одно воздухозаборное отверстие расположено по окружности между каждой парой последовательных отверстий инжекторов вдоль по окружности кольцевого кожуха.

Такое распределение позволяет оптимизировать равномерность подачи воздуха в кольцевой впуск воздуха каждой системы впрыска.

В этом случае воздухозаборные отверстия предпочтительно распределены поочередно с отверстиями инжекторов вдоль окружности кольцевого кожуха.

Изобретение также относится к модулю камеры сгорания для турбинного двигателя, содержащему:

- кольцевую камеру сгорания описанного выше типа; и

- кольцевой ряд топливных инжекторов, содержащих соответствующие головки инжекторов, соответственно установленные посаженными в упомянутых втулках систем впрыска камеры сгорания.

Изобретение с выгодой применимо для такого модуля камеры сгорания, в котором каждая головка инжектора включает в себя центральный наконечник для впрыска топлива, осевое воздухозаборное устройство, расположенное вокруг центрального наконечника, и периферийное устройство впрыска топлива, расположенное вокруг осевого воздухозаборного устройства.

Кроме того, является выгодным, если отверстия инжекторов кольцевого кожуха имеют соответствующие изометрические барицентры тяжести, вписанные на первой окружности, центрированной на оси камеры сгорания и имеющей первый диаметр.

В первом предпочтительном варианте реализации настоящего изобретения воздухозаборные отверстия кольцевого кожуха имеют соответствующие изометрические барицентры, вписанные на второй окружности, центрированной на оси камеры сгорания и имеющей второй диаметр, который строго больше упомянутого первого диаметра первой окружности.

Во втором предпочтительном варианте реализации настоящего изобретения воздухозаборные отверстия кольцевого кожуха имеют изометрические барицентры, вписанные на первой окружности.

И, наконец, изобретение относится к турбинному двигателю для летательного аппарата, содержащему модуль камеры сгорания описанного выше типа.

КРАТКОЕ ОПИСАНИЕ ЧЕРТЕЖЕЙ

Изобретение будет лучше понято, а его дополнительные детали, преимущества и признаки станут очевидными при рассмотрении последующего описания, приведенного в качестве примера, не накладывающего ограничений, со ссылкой на сопровождающие чертежи, из которых:

на Фиг. 1, уже рассмотренной, приведен схематичный осевой разрез части турбинного двигателя известного типа;

на Фиг. 2, уже рассмотренной, приведен схематичный осевой разрез части модуля камеры сгорания в турбинном двигателе по Фиг. 1, содержащего осевой диффузор;

на Фиг. 3, уже рассмотренной, приведен схематичный осевой разрез части модуля камеры сгорания в турбинном двигателе известного типа, содержащего центробежный диффузор;

на Фиг. 4 приведен схематичный осевой разрез части модуля камеры сгорания в турбинном двигателе, соответствующего первому предпочтительному варианту реализации настоящего изобретения;

на Фиг. 5 приведен схематичный осевой разрез части камеры сгорания, относящейся к модулю камеры сгорания по Фиг. 4, которая показана отдельно;

на Фиг. 6 приведен схематичный вид части модуля камеры сгорания по Фиг. 4, если смотреть из точки выше по потоку;

на Фиг. 7 приведен вид, аналогичный приведенному на Фиг. 6, иллюстрирующий альтернативный вариант модуля камеры сгорания по Фиг. 4; и

на Фиг. 8 приведен вид, аналогичный приведенному на Фиг. 6, иллюстрирующий модуль камеры сгорания в турбинном двигателе, соответствующий второму предпочтительному варианту реализации настоящего изобретения.

На всех чертежах идентичные ссылочные номера могут обозначать идентичные или аналогичные элементы.

ПОДРОБНОЕ ОПИСАНИЕ ПРЕДПОЧТИТЕЛЬНЫХ ВАРИАНТОВ РЕАЛИЗАЦИИ

На Фиг. 4-6 изображена часть модуля 59 камеры сгорания, соответствующего первому предпочтительному варианту реализации настоящего изобретения. Этот модуль камеры сгорания является частью турбинного двигателя, другие части которого могут быть обычного типа, например, как изображенные на рассмотренной выше Фиг. 1.

На Фиг. 4 и 6 более конкретно показана задняя часть камеры 8 сгорания, а также инжекторы 22 модуля камеры сгорания, в то время как на Фиг. 5 изображена только задняя часть камеры 8 сгорания.

Как видно на Фиг. 6, кольцевой кожух 40', который покрывает верхнюю по потоку сторону камеры 8 сгорания, включает в себя множество воздухозаборных отверстий 60, отдельных от отверстий 42 инжекторов. В изображенном примере воздухозаборные отверстия 60 распределены поочередно с отверстиями 42 инжекторов вдоль окружности кольцевого кожуха 40'. Как, по сути, известно, каждое отверстие 42 инжектора по потоку находится выше кольцевого впуска 30 воздуха относительно оси 24 соответствующей системы впрыска.

Как показано на Фиг. 4 и 5, через соответствующее отверстие 42 инжектора кольцевого кожуха 40' проходит втулка 26' каждой системы 20 впрыска.

Втулка 26' содержит на ее верхнем по потоку конце кольцевой выступ 62. Кольцевой выступ 62 имеет свободный край 64, удаленный от оси 24 системы 20 впрыска на первое расстояние d1 (Фиг. 5), которое больше или равно второму расстоянию d2, отделяющему край отверстия 42 инжектора от оси 24 системы впрыска.

В изображенном примере кольцевой выступ 62 не является осесимметричным. По сути, первое расстояние d1 немного изменяется в направлении вокруг оси 24 системы впрыска.

Если говорить точнее, внешняя в радиальном направлении часть кольцевого выступа 62 является более протяженной, чем его внутренняя в радиальном направлении часть. Таким образом, в осевой плоскости сечения на Фиг. 5 внешняя в радиальном направлении сторона 66 свободного края 64 более удалена от оси 24 системы впрыска, чем внутренняя в радиальном направлении сторона 66' этого края 64.

Аналогичным образом, отверстие 42 инжектора не является осесимметричным, в результате чего второе расстояние d2 немного изменяется в направлении вокруг оси 42 системы впрыска.

Упомянутое выше неравенство первого расстояния d1 и второго расстояния d2 сохраняется в каждой осевой плоскости сечения модуля камеры сгорания.

Помимо этого, в изображенном примере камера сгорания относится к типу со ступенчатым сжиганием обедненной смеси. Таким образом, головка каждого инжектора включает в себя центральный наконечник 54 для впрыска топлива, осевое воздухозаборное устройство 56, расположенное вокруг центрального наконечника 54, и периферийное устройство 58 впрыска топлива, расположенное вокруг этого осевого воздухозаборного устройства. Это периферийное устройство 58 относится, например, к "многозонному типу", то есть включающему кольцевой ряд отверстий выброса топлива.

Как показано на Фиг. 6, отверстия 42 инжекторов кольцевого кожуха 40' имеют соответствующие изометрические барицентры 68, вписанные на первой окружности 70, центрированной на оси 14 камеры 8 сгорания и имеющей первый диаметр D1.

В первом варианте реализации настоящего изобретения, воздухозаборные отверстия 60 кольцевого кожуха 40' имеют соответствующие изометрические барицентры 72, вписанные на второй окружности 74, центрированной на оси 14 камеры 8 сгорания и имеющей второй диаметр D2, который строго больше первого диаметра D1 первой окружности 70.

Таким образом, воздухозаборные отверстия 60 смещены в радиальном направлении наружу кольцевого кожуха 40'. Эта конфигурация является особенно выгодной, когда диффузор, подающий воздух в камеру сгорания, относится к центробежному типу, как в примере для известного уровня техники, изображенном на Фиг. 3.

В примере по Фиг. 6 воздухозаборные отверстия 60 имеют продолговатую форму в окружном направлении. Кроме того, каждое воздухозаборное отверстие 60 расположено на расстоянии от первой окружности 70.

В качестве альтернативы, каждое воздухозаборное отверстие 60 может проходить до первой окружности 70, как изображено на Фиг. 7. В этом случае является выгодным, если край каждого воздухозаборного отверстия 60 имеет криволинейные боковые области, выполненные таким образом, чтобы они по форме следовали криволинейному контуру отверстия 42 инжектора, находящегося рядом.

Во втором предпочтительном варианте реализации настоящего изобретения, изображенном на Фиг. 8, воздухозаборные отверстия 60 кольцевого кожуха 40' имеют соответствующие изометрические барицентры 72, вписанные на первой окружности 70.

Эта конфигурация является особенно выгодной, когда диффузор, подающий воздух в камеру сгорания, относится к осевому типу, как в примере для известного уровня техники, изображенном на Фиг. 2.

В любом случае, во время работы воздух, подаваемый в кольцевой впуск 30 воздуха каждой системы 20 впрыска, проходит исключительно или почти исключительно через воздухозаборные отверстия 60 кольцевого кожуха 40'. Фактически, кольцевой выступ 62 втулки каждой системы 20 впрыска, по существу, предотвращает прохождение воздуха, окружающего каждую систему впрыска, через соответствующее отверстие 42 инжектора. Кольцевой выступ 62 и край отверстия 42 инжектора, фактически, образуют кольцевой отражатель для воздушного потока, поступающего из диффузора, подающего в камеру сгорания сжатый воздух.

По этой причине воздух, подаваемый в кольцевой впуск 30 воздуха каждой системы 20 впрыска, сначала перемещается за счет закручивания в пространство 78 (Фиг. 4), созданное между кольцевой концевой стенкой 18 и кольцевым кожухом 40' камеры сгорания.

Это приводит к повышению равномерности подачи воздуха в кольцевой впуск 30 воздуха в направлении вокруг его оси.

В рассмотренных выше предпочтительных вариантах отверстия инжекторов и воздухозаборные отверстия распределены поочередно.

В качестве альтернативы, возможны другие конфигурации, не выходящие за пределы объема настоящего изобретения.

Если говорить в общем, чтобы обеспечить оптимальную равномерность подачи воздуха в кольцевой впуск 30 воздуха каждой системы впрыска, воздухозаборные отверстия 60 и отверстия 42 инжекторов в предпочтительном случае распределены таким образом, что по меньшей мере одно воздухозаборное отверстие 60 расположено по окружности между каждой парой последовательных отверстий 42 инжекторов вдоль окружности кольцевого кожуха 40'.

1. Кольцевая камера (8) сгорания для турбинного двигателя, содержащая:

- кольцевую концевую стенку (18), снабженную множеством систем (20) впрыска, каждая из которых центрирована на соответствующей оси (24) и каждая из которых имеет верхний по потоку конец, образующий втулку (26') для приема головки (21) топливного инжектора (22), нижний по потоку конец (28), открытый в камеру сгорания, и кольцевой впуск (30) воздуха, расположенный между упомянутыми верхним по потоку и нижним по потоку концами таким образом, что воздух, пропущенный через этот кольцевой впуск (30) воздуха, смешивается внутри системы впрыска с топливом, поступающим из топливного инжектора (22); и

- кольцевой кожух (40'), покрывающий верхнюю по потоку сторону концевой стенки (18) и содержащий множество отверстий (42) инжекторов, соответственно расположенных обращенными к системам (20) впрыска, причем кольцевой кожух (40') и концевая стенка (18) вместе ограничивают кольцевое пространство (78), в которое открыт кольцевой впуск (30) воздуха каждой системы (20) впрыска,

отличающаяся тем, что кольцевой кожух (40') включает в себя множество воздухозаборных отверстий (60), отдельных от отверстий (42) инжекторов, и тем, что втулка (26') каждой системы впрыска проходит через соответствующее отверстие (42) инжектора кольцевого кожуха и содержит на ее верхнем по потоку конце кольцевой выступ (62), имеющий свободный край (64), удаленный от оси (24) системы впрыска на первое расстояние (d1), которое больше или равно второму расстоянию (d2), отделяющему край упомянутого соответствующего отверстия (42) инжектора от оси (24) системы впрыска.

2. Кольцевая камера сгорания по п. 1, в которой воздухозаборные отверстия (60) и отверстия (42) инжекторов распределены таким образом, что по меньшей мере одно воздухозаборное отверстие (60) расположено по окружности между каждой парой последовательных отверстий (42) инжекторов вдоль окружности кольцевого кожуха (40').

3. Кольцевая камера сгорания по п. 2, в которой воздухозаборные отверстия (60) распределены поочередно с отверстиями (42) инжекторов вдоль окружности кольцевого кожуха (40').

4. Модуль (59) камеры сгорания для турбинного двигателя, содержащий:

- кольцевую камеру (8) сгорания по любому из пп. 1-3 и

- кольцевой ряд топливных инжекторов (22), содержащих соответствующие головки (21) инжекторов, соответственно установленные посаженными в упомянутых втулках (26') систем (20) впрыска камеры сгорания.

5. Модуль камеры сгорания по п. 4, в котором каждая головка (21) инжектора включает в себя центральный наконечник (54) для впрыска топлива, осевое воздухозаборное устройство (56), расположенное вокруг центрального наконечника, и периферийное устройство (58) впрыска топлива, расположенное вокруг осевого воздухозаборного устройства.

6. Модуль камеры сгорания по п. 4 или 5, в котором отверстия (42) инжекторов кольцевого кожуха (40') имеют соответствующие изометрические барицентры (68), вписанные на первой окружности (70), центрированной на оси (14) камеры (8) сгорания и имеющей первый диаметр (D1).

7. Модуль камеры сгорания по п. 6, в котором воздухозаборные отверстия (60) кольцевого кожуха (40') имеют соответствующие изометрические барицентры (72), вписанные на второй окружности (74), центрированной на оси (14) камеры (8) сгорания и имеющей второй диаметр (D2), который строго больше упомянутого первого диаметра (D1) первой окружности (70).

8. Модуль камеры сгорания по п. 6, в котором воздухозаборные отверстия (60) кольцевого кожуха (40') имеют соответствующие изометрические барицентры, вписанные на первой окружности (70).

9. Турбинный двигатель для летательного аппарата, отличающийся тем, что он содержит модуль (59) камеры сгорания по любому из пп. 4-8.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к газотурбинным агрегатам, в частности к топливным форсункам с воздушной очисткой внутренней камеры предварительного смешивания. Внутренняя камера предварительного смешивания топливной форсунки газотурбинного агрегата включает в себя сопрягаемый конец, наконечник и внутреннюю поверхность камеры предварительного смешивания.

Изобретение относится к области энергетики. Предлагается компоновка (1) горелки с камерой (2) горения, с множеством впадающих в камеру (2) горения смесительных каналов (3), в которых смешиваются поступающий при эксплуатации согласно предписанию топочный воздух (4) и поступающее топливо (5), причем смесительные каналы (3) образованы смесительными трубками (6), проходящими в осевом направлении через кольцевую полость (7), определенную между трубчатой внешней стенкой (8), расположенной радиально на некотором расстоянии от внешней стенки трубчатой внутренней стенкой (9), расположенной вверх по потоку кольцеобразной торцевой пластиной (10) и расположенной вниз по потоку кольцеобразной торцевой пластиной (11), причем торцевые пластины (10, 11) снабжены сквозными отверстиями (12), вмещающими смесительные трубки (6) и/или продолжающими их и имеющими продолжающийся как радиально внутри, так и радиально снаружи в направлении кольцевой полости (7) огибающий край (13, 14), причем в расположенной вниз по потоку кольцеобразной торцевой пластине (11) в крае (13, 14) предусмотрены осевые сверления (15), проходящие, по существу, параллельно к перпендикуляру торцевой пластины (11) от кольцевой полости (7) в торцевую пластину (11), и имеется по меньшей мере одно ответвляющееся от осевого сверления (15) отверстие (16) для отвода охлаждающего воздуха (17).

Изобретение относится к области энергетики. Предлагается компоновка (1) горелки с камерой (2) горения, с множеством впадающих в камеру (2) горения смесительных каналов (3), в которых смешиваются поступающий при эксплуатации согласно предписанию топочный воздух (4) и поступающее топливо (5), причем смесительные каналы (3) образованы смесительными трубками (6), проходящими в осевом направлении через кольцевую полость (7), определенную между трубчатой внешней стенкой (8), расположенной радиально на некотором расстоянии от внешней стенки трубчатой внутренней стенкой (9), расположенной вверх по потоку кольцеобразной торцевой пластиной (10) и расположенной вниз по потоку кольцеобразной торцевой пластиной (11), причем торцевые пластины (10, 11) снабжены сквозными отверстиями (12), вмещающими смесительные трубки (6) и/или продолжающими их и имеющими продолжающийся как радиально внутри, так и радиально снаружи в направлении кольцевой полости (7) огибающий край (13, 14), причем в расположенной вниз по потоку кольцеобразной торцевой пластине (11) в крае (13, 14) предусмотрены осевые сверления (15), проходящие, по существу, параллельно к перпендикуляру торцевой пластины (11) от кольцевой полости (7) в торцевую пластину (11), и имеется по меньшей мере одно ответвляющееся от осевого сверления (15) отверстие (16) для отвода охлаждающего воздуха (17).

Изобретение относится главным образом к системе впрыска топливовоздушной смеси в днище кольцевой камеры сгорания турбомашины, которая включает по меньшей мере два топливных форсуночных устройства, одно из которых - центральная форсунка (26) и второе - кольцевая периферическая форсунка (43), расположенная вокруг указанной центральной форсунки (26), и внутренний кольцевой канал (71) воздухозаборника, в который заходит центральная форсунка (26), чтобы обеспечить смешение топлива, поступающего из центральной форсунки (26), и воздуха, принятого во внутреннем кольцевом канале (71), и по меньшей мере один наружный кольцевой канал (30) воздухозаборника, который позволяет обогащать воздухом эту смесь и стабилизировать зону горения предварительного впрыска.

Изобретение относится к турбинному двигателю и, в частности, к системе для повышения эксплуатационной пригодности топливной форсунки. Топливная форсунка содержит центральный корпус, выполненный с возможностью приема первой части воздуха и доставки этого воздуха в зону горения.

Вторичное устройство сгорания предназначено для введения топливно-воздушной смеси в поток газов сгорания в камере сгорания газотурбинного двигателя и содержит кольцевой распределитель и инжекторы, проходящие от кольцевого распределителя в поток газов сгорания.

Изобретение относится к области энергетического машиностроения и может быть использовано в газотурбинных двигателях типа стационарной и транспортной энергетики.

Изобретение относится к энергетике. Камера сгорания для газовой турбины, которая содержит переднюю панель, продолговатый рукав с первым концом и вторым концом и горелку, установленную в рукаве.

Изобретение относится к пусковой форсунке для камеры сгорания турбинного двигателя. Пусковая форсунка содержит контур впрыска топлива, контур зажигания топлива, включающий в себя топливную форсунку, питаемую посредством контура впрыска топлива, а также свечу зажигания для зажигания впрыснутого топлива.

Изобретение относится к энергетике. Предложен трубный узел, который содержит кожух, ограничивающий топливное пространство и пространство для охлаждающей текучей среды, расположенное ниже по потоку от топливного пространства и отделенное от него промежуточной стенкой.

Изобретение относится к газотурбинным агрегатам, а в частности к топливным форсункам с наружной камерой предварительного смешивания. Наружная камера предварительного смешивания включает в себя часть корпуса, часть камеры и несколько лопаток.

Изобретение относится к газотурбинным агрегатам, в частности к топливным форсункам с воздушной очисткой внутренней камеры предварительного смешивания. Внутренняя камера предварительного смешивания топливной форсунки газотурбинного агрегата включает в себя сопрягаемый конец, наконечник и внутреннюю поверхность камеры предварительного смешивания.

Изобретение относится к турбинному двигателю и, в частности, к системе для повышения эксплуатационной пригодности топливной форсунки. Топливная форсунка содержит центральный корпус, выполненный с возможностью приема первой части воздуха и доставки этого воздуха в зону горения.

Изобретение относится к области энергетики. Горелка (30) для камеры (16) сгорания газовой турбины, при этом горелка (30) содержит тело (53), имеющее поверхность (64) и ось (50) горелки, топливную трубку (56), воспламенитель (58) и проход (62) или проходы (62) для основного воздушного потока, при этом проход (62) или проходы (62) основного воздушного потока наклонены относительно оси (50) горелки и создают основной вихрь вокруг оси (50) горелки в первом направлении вращения, при этом основной вихрь перемещается в направлении вдоль оси (50) горелки и от поверхности (64), при этом воспламенитель (58) расположен по потоку после топливной трубки (56) относительно первого направления вращения основного вихря, так что часть основного воздушного потока (34А) проходит над топливной трубкой (56) и затем над воспламенителем (58), при этом топливная трубка (56) содержит ось топливной трубки, наконечник для жидкого топлива, имеющий выход для топлива, и решетку проходов вспомогательного воздуха, имеющих выходы, расположенные вокруг топливного выхода, причем проходы вспомогательного воздуха наклонены относительно оси топливной трубки для создания вихря вспомогательного воздуха вокруг оси топливной трубки в том же направлении вращения относительно первого направления вращения.

Описаны способ и система аэро/гидродинамического регулирования потока ньютоновской текучей среды в радиальной турбомашине, которые с использованием конформного вихрегенератора обеспечивают возможность улучшения энергетической эффективности и возможность управления в различных точках в турбокомпрессоре или обрабатывающем устройстве для аэро/гидродинамической обработки потока ньютоновской текучей среды.

Изобретение относится к области энергетики. Горелка (1), имеющая выполненный в поперечном сечении по существу кольцевой канал (4) подачи воздуха и предварительного перемешивания, по которому при эксплуатации протекают воздух и топливо, который образован наружной оболочкой (5) и втулкой (6) и в котором установлено несколько лопаток (7) завихрителя, распространяющихся от втулки (6) до наружной оболочки (5) в радиальном направлении и имеющих направляющую поверхность, отличающаяся тем, что лишь в радиальной наружной области лопаток (7) завихрителя угол (α) схода потока относительно основного направления потока на конце схода потока направляющей поверхности в радиальном направлении по меньшей мере один раз увеличивается и один раз уменьшается.

Камера сгорания газотурбинного двигателя содержит корпус, топливовоздушный канал с топливной форсункой и свечой. Камера сгорания выполнена прямоточной.

Горелка // 2624421
Изобретение относится к энергетике. Горелка газовой турбины проходит вдоль оси (X) и содержит в осевом порядке: секцию (SW) завихрения, смесительную секцию (МХ), выходную секцию (ОТ), основную зону (CZ) горения.

Изобретение относится к энергетике. Камера сгорания для газотурбинного двигателя имеет переднюю концевую часть, которая поддерживает по меньшей мере одну топливовоздушную форсунку.

Изобретение относится к энергетике. Топливная форсунка для камеры сгорания содержит топочную трубу и кольцевой центральный элемент, расположенный концентрически в указанной топочной трубе.

Изобретение относится к области энергетики. Предлагается компоновка (1) горелки с камерой (2) горения, с множеством впадающих в камеру (2) горения смесительных каналов (3), в которых смешиваются поступающий при эксплуатации согласно предписанию топочный воздух (4) и поступающее топливо (5), причем смесительные каналы (3) образованы смесительными трубками (6), проходящими в осевом направлении через кольцевую полость (7), определенную между трубчатой внешней стенкой (8), расположенной радиально на некотором расстоянии от внешней стенки трубчатой внутренней стенкой (9), расположенной вверх по потоку кольцеобразной торцевой пластиной (10) и расположенной вниз по потоку кольцеобразной торцевой пластиной (11), причем торцевые пластины (10, 11) снабжены сквозными отверстиями (12), вмещающими смесительные трубки (6) и/или продолжающими их и имеющими продолжающийся как радиально внутри, так и радиально снаружи в направлении кольцевой полости (7) огибающий край (13, 14), причем в расположенной вниз по потоку кольцеобразной торцевой пластине (11) в крае (13, 14) предусмотрены осевые сверления (15), проходящие, по существу, параллельно к перпендикуляру торцевой пластины (11) от кольцевой полости (7) в торцевую пластину (11), и имеется по меньшей мере одно ответвляющееся от осевого сверления (15) отверстие (16) для отвода охлаждающего воздуха (17).

Камера сгорания для турбинного двигателя содержит кольцевую концевую стенку, снабженную системами впрыска, каждая из которых центрирована на соответствующей оси и каждая из которых имеет верхний по потоку конец, образующий втулку для приема головки топливного инжектора, и кольцевой кожух. Кольцевой кожух покрывает концевую стенку и содержит отверстия инжекторов, соответственно расположенные обращенными к системам впрыска. Кольцевой кожух включает в себя воздухозаборные отверстия, отдельные от отверстий инжекторов. Втулка каждой системы впрыска проходит через соответствующее отверстие инжектора и содержит на ее верхнем по потоку конце выступ, имеющий свободный край, удаленный от оси системы впрыска на первое расстояние, которое больше второго расстояния, отделяющего край упомянутого отверстия инжектора от упомянутой оси. Изобретение направлено на повышение равномерности подачи воздуха каждой системы впрыск и позволяет сохранить подвижность каждой системы впрыска относительно кольцевого кожуха и концевой стенки камер сгорания. 3 н. и 6 з.п. ф-лы, 8 ил.

Наверх