Авиационный двигатель с установкой диффузора под азимутальным углом относительно камеры сгорания

Предметом изобретения является авиационный двигатель с установкой диффузора под азимутальным углом между диффузором и камерой сгорания. Неподвижные лопатки (15) диффузора (14) установлены под азимутальным углом (α) относительно форсунок (9) камеры сгорания так, что траектории (35), ведущие от задних кромок (34), проходят через зазоры (38) между форсунками (9) и более предпочтительно посредине между ними, так что те части потока, которые могут содержать конденсированную воду, не влияют на инициирование горения. Другими словами, угловое положение лопаток диффузора задано таким образом, чтобы ограничить накопление воды перед форсунками и обеспечить получение ими более сухого воздуха при одновременной концентрации воды и обеспечении возможности ее прохода между форсунками, в результате чего она не будет вредить горению. 5 з.п. ф-лы, 3 ил.

 

Предметом данного изобретения является авиационный двигатель с установкой диффузора под азимутальным углом между диффузором и камерой сгорания.

Рассматриваемые диффузоры расположены в газовом тракте между компрессорами и камерой сгорания, и они состоят из одного или нескольких кругов из неподвижных лопаток, которые изменяют поток газов, выходящих из компрессора, за счет создания препятствия для газов посредством криволинейных и вогнутых внутренних поверхностей перед обеспечением возможности поступления газов в камеру сгорания. Камеры сгорания описаны в документах FR-2 881 813-A и FR-2 905 166-A. Имеются диффузоры, лишенные отмеченной способности изменять поток, лопатки которых являются аксиальными и прямолинейными (FR-2 616 890-A и GB-700 688-А).

В данном случае интерес состоит в предотвращении случайного прекращения горения в камере сгорания после попадания воды в двигатель. Данное попадание воды на любой фазе в авиационных двигателях может происходить по различным причинам, включая полет при плохих метеоусловиях (при дожде, граде, снеге, тумане или облаках), высокой влажности окружающей среды или сильных потоках воды при взлете посредством колес (самолет) или посредством несущего винта (вертолет). Это может привести к существенным изменениям условий работы машины, нарушению горения или его полному предотвращению за счет гашения огня в камере. Прекращение горения может быть непосредственным, когда большое количество воды внезапно поступает в камеру сгорания, или постепенным, когда температура газов понемногу уменьшается и горение происходит все хуже и хуже.

Среди мер, принимаемых для противодействия данным затруднениям, предполагался забор воздуха в компрессорах для отвода части воздуха, нагруженного водой за счет центрифугирования, обеспечиваемого компрессорами, снаружи тракта и предотвращения его поступления в камеру сгорания. Данный забор, тем не менее, не всегда является достаточным и, кроме того, не предусмотрен на всех двигателях. Другое средство на практике состоит в обеспечении протекания воды по обтекателю, закрывающему нижнюю часть камеры сгорания и расположенному перед диффузором. Однако такой обтекатель также не всегда присутствует на всех двигателях, и может быть затруднено обеспечение оптимизации, если он добавлен, поскольку имеются много параметров, которые следует принимать во внимание. В любом случае он должен быть перфорированным или для обеспечения возможности поступления сжатого газа в камеру сгорания между форсунками, или для обеспечения других функций: следовательно, его эффективность является сомнительной в отношении защиты от воды и влаги.

В данном документе предусмотрено другое решение для преодоления данной проблемы: в данном документе рассматривается введение установки лопаток диффузора под азимутальным углом относительно форсунок. Другими словами, угловое положение лопаток диффузора задано таким образом, чтобы ограничить накопление воды перед форсунками и обеспечить получение ими более сухого воздуха при одновременной концентрации воды и обеспечении возможности ее прохода между форсунками, в результате чего она не будет вредить горению.

Резюмируя, можно отметить, что изобретение относится к авиационному двигателю, содержащему газовый тракт, камеру сгорания, расположенную в данном тракте, и диффузор, также расположенный в данном тракте перед камерой сгорания по ходу потока. Диффузор состоит из неподвижных лопаток, изменяющих поток и расположенных по кругу. Камера сгорания содержит топливные форсунки, которые имеют отверстия для впрыска, расположенные по кругу, коаксиальному с кругом из лопаток. Он отличается тем, что лопатки расположены под углом относительно форсунок таким образом, что траектории потока, проходящие от задних кромок лопаток, заканчиваются между форсунками, предпочтительно на средней трети угловых расстояний между форсунками и еще более предпочтительно - на середине углового расстояния между инжекторами.

Диффузор часто содержит множество последовательных ступеней. В этом случае изобретение должно применяться для ступени диффузоров, которая определяет модель большей части потока дальше по ходу потока, часто для ступени, передней по ходу потока.

Изобретение базируется на том, что вода концентрируется в потоке, проходящем перед внутренними поверхностями лопаток диффузора, вследствие ее большей инерции. В этом случае должно быть предусмотрено то, что линии течения, прослеженные от задней кромки лопаток, будут тем более соответствующими для прекращения огня в камерах, когда они проходят снаружи форсунок и на подходящем угловом расстоянии между форсунками или рядом с данной серединой расстояния. В ЕР-2 123 863-А описано устройство с внутренними поверхностями лопаток диффузора, которые, если рассматривать их в целом, не имеют предпочтительной установки под азимутальным углом, что является отличительным признаком изобретения.

Изобретение теперь будет описано подробно с использованием следующих фигур:

- фиг.1 и 2 показывают камеры сгорания;

- и фиг.3 показывает изобретение в виде развернутого изображения в плоскости части кругов из лопаток и форсунок, при этом данная плоскость определяется аксиальным направлением и угловым (азимутальным) направлением машины.

Фиг.1 показывает в данном документе типовую камеру сгорания, содержащую вокруг центральной оси 1 внутренний корпус 2, наружный корпус 3, внутренний кольцевой элемент 4, наружный кольцевой элемент 5, внутренний обходной канал 6 между внутренним корпусом и внутренним кольцевым элементом 4, наружный обходной канал 7 между наружным корпусом 3 и наружным кольцевым элементом 5, камеру 8 сгорания между кольцевыми элементами 4 и 5, форсунки 9, которые открыты посредством отверстий 10 для впрыска в камеру 8 сгорания, нижнюю стенку 11 камеры, соединяющую внутренний кольцевой элемент 4 с наружным кольцевым элементом 5, но перфорированную для пропускания всех форсунок 9, диффузионную камеру 12, которая имеется между внутренним корпусом 2 и наружным корпусом 3 перед камерой 8 сгорания и нижней стенкой 11 камеры по ходу потока и через которую проходят трубы 13 для подачи топлива в форсунки 9, и диффузор 14 на входе диффузионной камеры 12, «занятый» неподвижными лопатками 15, расположенными по кругу в канале 16 для потока газов, выходящего из компрессоров 39. Обтекатели 40 в данном случае закрывают форсунки 9 от диффузора 14 от внутреннего кольцевого элемента 4 до наружного кольцевого элемента 5; их форма является куполообразной, и они выполнены с отверстиями 41, которые являются довольно широкими вокруг труб 13 и перед форсунками 9. Воздух из канала 16 частично проходит в обход камеры 8 сгорания по внутреннему 6 и наружному 7 обходным каналам и поступает в нее частично через отверстия 41, отверстия 10 и через пробитые отверстия, такие как 17 и 18, проходящие через кольцевые элементы 4 и 5 и, возможно, через обтекатель 40 для того, чтобы в соответствии с ситуацией образовывать горючую смесь с топливом, способствовать разбавлению данной смеси дальше по ходу потока или «освежить» кольцевые элементы 4 и 5 за счет отбора более холодного воздуха из обходных каналов 6 и 7, например, в соответствии с положениями данных пробитых отверстий и их наклонами; в данной области существует очень много конструкций.

Следует упомянуть другой тип камеры сгорания, называемой камерой сгорания с обратным потоком и показанной на фиг.2. Компрессор 19 в данном случае является осевым или центробежным и обеспечивает подачу в канал 20, сначала плоский и расходящийся, по которому проходит радиальный, а затем - после коленчатого патрубка 21 - кольцевой поток. Диффузор в данном случае состоит из радиальной ступени 22 диффузора, расположенной перед коленчатым патрубком 21 по ходу потока, и последующей аксиальной ступени 23 диффузора, расположенной дальше по ходу потока. При выходе из аксиального диффузора 23 проход воздуха заканчивается в диффузионной камере 24 перед обходом переднего по ходу потока, кольцевого элемента 25 с одной стороны или с другой, в аксиальном направлении дальше по ходу потока по первому обходному каналу 26 или в радиальном направлении снаружи по второму обходному каналу 27. Передний по ходу потока, кольцевой элемент 25 имеет криволинейное сечение, довольно близкое к полукругу. Камера 28 сгорания имеется между передним по ходу потока, кольцевым элементом 25 и задним по ходу потока, кольцевым элементом 29, она также является изогнутой и окружена ранее упомянутыми элементами так, что камера 28 сгорания образует обратный поток с поворотом на пол-оборота. Топливные форсунки 30 расположены в данном случае так, чтобы инициировать горение на наружном в радиальном направлении и расположенном дальше по потоку в аксиальном направлении конце камеры 28 сгорания за счет продвижения топлива по направлению к расположенной впереди по потоку стороне машины. В данном случае они не имеют никакого обтекателя, закрывающего их. Форсунки 30 также могут быть расположены на кольцевом элементе 25, переднем по ходу потока. Газообразные продукты сгорания проходят вдоль камеры 28 сгорания, выполняя половину оборота в радиальном направлении внутрь и в аксиальном направлении по ходу потока, перед выходом из нее через распределитель 31, состоящий из неподвижных лопаток, чтобы газообразные продукты сгорания дошли до турбин 32. Воздух входит в камеру 28 сгорания через различные перфорации и отверстия так же, как в другой конструкции. Во всех конструкциях диффузоры 14, 22 и 23, как и инжекторы 9 и 30, расположены по кругам, коаксиальным относительно оси 1 или 33 машины.

Делается ссылка на фиг.3 для разъяснения изобретения с использованием ссылки на фиг.1, хотя изобретение может быть распространено на другие камеры сгорания, в частности, на камеру сгорания по фиг.2, как будет раскрыто ниже. Поток в диффузионной камере 12 образован в угловом направлении за счет формы неподвижных лопаток 15 и, в частности, их наклона относительно задней кромки 34. Капли воды имеют осевые составляющие скорости, что заставляет их проходить по траекториям 35, которые являются приблизительно касательными к данному наклону в диффузионной камере 12. Некоторые имеют радиальную составляющую скорости, которая является достаточной для обхода камеры 8 сгорания за счет того, что она достаточно изменена воздушными потоками, но самая большая часть переносится за счет инерции по направлению к камере 8 сгорания, при этом, следовательно, капли воды смогут достигать форсунок 9 через отверстия 41, даже когда обтекатель 40 отсутствует, и появляется риск прекращения горения в камере 8 сгорания, при этом, кроме того, влага также сможет входить в нее через пробитые отверстия 17 и 18. Следует отметить, что вода будет концентрироваться рядом с внутренней вогнутой поверхностью 36 неподвижных лопаток 15 вследствие ее инерции; она будет с гораздо большей «готовностью» следовать по траекториям 35 и через зоны вблизи них.

В соответствии с изобретением неподвижные лопатки 15 расположены таким образом, что траектории 35 будут проходить на расстоянии от форсунок 9, между ними, предпочтительно в средней трети 37 зазоров 38 между ними и еще более предпочтительно - в середине данных зазоров 38; если угловой шаг форсунок 9 равен γ, и угол траекторий 35 между задними кромками 34 и форсунками 9 равен β, азимутальный угол α установки, то есть угол между задними кромками 34 и форсунками 9, в лучшем случае должен быть выбран таким, чтобы α+β=γ/2.

Ситуация является точно такой же для камеры с обратным потоком, как в случае фиг.2, с учетом того, что траектории 35 формируются в диффузионной камере 34 и в наружном обходном канале 26 к форсункам 30.

В том случае, когда диффузор является составным, таким как диффузор по фиг.2, критерий должен применяться для диффузора, который обеспечивает самое сильное изменение, то есть, как правило, для диффузора, который является самым передним по ходу потока, а именно радиального диффузора 22 в случае по фиг.2; если, тем не менее, расположенный дальше по ходу потока диффузор (расположенный дальше по ходу потока диффузор 23) выполняет самое сильное изменение, будет рассматриваться именно этот диффузор.

В случае необходимости траектории 35 должны быть определены посредством расчетов с использованием тестовых моделей.

При проходе рядом с форсунками 9 или 30 вода проходит вдоль камеры сгорания или полностью обходит ее перед перемещением от нее.

Применение изобретения часто будет зависеть от продуманного выбора количества лопаток диффузора и количества форсунок; данные количества часто должны обеспечивать возможность получения обычного диффузора таким образом, чтобы обеспечить возможность аналогичных размещений групп лопаток относительно каждой из форсунок. В этом случае может быть выбрано нерегулярное распределение лопаток в угловом направлении, при этом лопатки будут отсутствовать там, где траектории 35 вели бы к форсункам 30. В других типах вариантов осуществления изобретение может быть применено только в отношении определенных форсунок, которые в этом случае будут представлять собой основные форсунки, при этом другие будут иметь меньшую скорость потока. При всех форсунках, расположенных вне зоны, до которой доходят траектории 35 в соответствии с вышеизложенным, также могут быть рассмотрены нерегулярные распределения форсунок на угловых расстояниях.

Как правило, установка под азимутальным углом предполагает «согласование» между числом лопаток диффузора и числом форсунок (данные два числа имеют общий делитель). Тем не менее, имеются определенные случаи, для которых необходимость в «согласовании» отсутствует:

- в случае, в котором имеется «привилегированная» форсунка (форсунка, питаемая предпочтительно во время движения со скоростями при малых мощностях), азимутальный угол установки может быть определен относительно данной конкретной форсунки;

- в случае, в котором прекращение горения обусловлено проникновением воды через первичные отверстия, азимутальный угол установки может быть определен с использованием данных первичных отверстий. В этом случае число первичных отверстий и число лопаток должны иметь общий полный делитель.

1. Авиационный двигатель, содержащий газовый тракт (16, 20), камеру (8, 28) сгорания, расположенную в данном тракте, и диффузор (14, 22, 23), также расположенный в данном тракте перед камерой сгорания по ходу потока, при этом данный диффузор состоит из неподвижных лопаток (15), предусмотренных с наклоном в угловом направлении двигателя вдоль аксиального направления двигателя, следовательно, выполненных с внутренней вогнутой поверхностью, изменяющей поток, и расположенных по кругу, при этом камера сгорания содержит топливные форсунки (9, 30), расположенные по кругу, коаксиальному с кругом из лопаток, отличающийся тем, что лопатки (15) расположены в угловом направлении относительно форсунок (9, 30) таким образом, что траектории (35) потока, проходящие от задних кромок (34) лопаток и под одинаковым углом наклона относительно указанных задних кромок по касательной к внутренней вогнутой поверхности лопаток, проходят между форсунками.

2. Авиационный двигатель по п.1, отличающийся тем, что траектории потока проходят в средних третях угловых расстояний между форсунками.

3. Авиационный двигатель по п.2, отличающийся тем, что указанные траектории проходят в серединах угловых расстояний между форсунками.

4. Авиационный двигатель по любому из пп.1-3, отличающийся тем, что при диффузоре, содержащем множество последовательных ступеней (22, 23), указанные лопатки принадлежат одной из ступеней в тракте, при этом данная ступень обеспечивает самое сильное изменение потока.

5. Авиационный двигатель по любому из пп.1-3, отличающийся тем, что лопатки (15) имеют нерегулярное распределение в угловом направлении двигателя, при этом лопатки отсутствуют там, где траектории вели бы к форсункам.

6. Авиационный двигатель по п.1, отличающийся тем, что внутренняя поверхность лопаток является искривленной и вогнутой для изменения потока, причем указанные траектории потока (35) проходят в диффузионную камеру (12), расположенную между диффузорами (14, 22, 23) и камерой сгорания, при этом инжекторы (24) расположены вне траектории потока (35).



 

Похожие патенты:

Группа изобретений относится устройствам для воспламенения топливо-воздушной смеси в камерах сгорания газотурбинных двигателей. Камера сгорания газотурбинного двигателя содержит внешний корпус, жаровую трубу и форсуночную плиту кольцевой формы и систему зажигания со свечой зажигания.
Изобретение относится к камерам сгорания газотурбинных двигателей, использующим жидкое топливо, предпочтительно авиационных двигателей. Кольцевая камера сгорания газотурбинного двигателя содержит жаровую трубу, фронтовое устройство, обтекатель с открытой передней центральной частью и диффузор.

Модуль камеры сгорания для газотурбинного двигателя содержит замкнутое кольцевое пространство, кольцевую камеру сгорания, свечу зажигания. Кольцевая камера сгорания расположена в упомянутом замкнутом кольцевом пространстве и содержит по меньшей мере одну кольцевую стенку, ограничивающую камеру сгорания и содержащую отверстие для установки свечи, а также множество микроотверстий для впуска охлаждающего воздуха в камеру сгорания с целью охлаждения упомянутой кольцевой стенки.

Обечайка камеры сгорания турбомашины содержит отверстия (39) разбавления, вентиляционные отверстия (38), окружающие отверстия (39) разбавления и более тонкие и более многочисленные, чем последние.

Трубчато-кольцевая камера сгорания для газовой турбины, используемой в наземном генерировании энергии, наземных или морских транспортных средствах или в авиационных двигателях, содержит множество распределенных по окружности жаровых труб, заключенных между двумя цилиндрическими облицовками.

Кольцевая камера сгорания турбомашины содержит две коаксиальные круговые стенки - внутреннюю и внешнюю, - соединенные своими расположенными выше по потоку концами посредством кольцевой стенки дна камеры, содержащей отверстия для установки систем впрыска.

Изобретение касается кольцевой камеры сгорания, содержащей две круговые стенки, внутреннюю и наружную, соединенные выше по потоку кольцевой стенкой днища камеры, через которую проходят системы впрыска, содержащие каждая, по меньшей мере, одну спираль, предназначенную для выдачи потока воздуха, вращающегося ниже по потоку от инжектора топлива, и неподвижный конус в форме усеченного конуса ниже по потоку от спирали, образованный с кольцевым рядом отверстий впрыска воздуха.

Кольцевая камера сгорания для турбомашины, представляющая осевое направление (X), радиальное направление (R) и азимутальное направление (Y), камера сгорания, содержащая первую кольцевую стенку и вторую кольцевую стенку.

Изобретение относится к энергетике. Корпус камеры сгорания, образованный внешним кожухом камеры сгорания с внутренней полостью и внутренним кожухом камеры сгорания с внутренней полостью, причем внешний кожух камеры сгорания и внутренний кожух камеры сгорания содержат каждый по одному открытому к торцевой стороне, сплошному, проходящему по окружности пазу, обращенному в сторону внутренней полости кожуха, причем в пазах предусмотрена установка сменной прокладки из двух частей, причем указанная прокладка соединена с внешним кожухом камеры сгорания и внутренним кожухом камеры сгорания с возможностью разъединения.

Газотурбинный двигатель содержит кольцевую камеру сгорания, содержащую образованные вращением стенки, соответственно радиально внутреннюю и радиально наружную по отношению к оси газотурбинного двигателя, соединенные на своих входных концах кольцевым дном камеры, оборудованным средствами впрыска топлива.

Изобретение относится к оборудованию камеры сгорания газотурбинного двигателя и, в частности, к трубке для жидкого топлива для системы горелок оборудования камеры сгорания, к расположению горелок и к способу работы оборудования камеры сгорания.

Модуль камеры сгорания для газотурбинного двигателя содержит замкнутое кольцевое пространство, кольцевую камеру сгорания, свечу зажигания. Кольцевая камера сгорания расположена в упомянутом замкнутом кольцевом пространстве и содержит по меньшей мере одну кольцевую стенку, ограничивающую камеру сгорания и содержащую отверстие для установки свечи, а также множество микроотверстий для впуска охлаждающего воздуха в камеру сгорания с целью охлаждения упомянутой кольцевой стенки.

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.

Изобретение относится к блоку камеры сгорания газотурбинного двигателя, содержащему корпус, камеру сгорания и, по меньшей мере, один топливный инжектор для запуска газотурбинного двигателя.

Система для подачи рабочей текучей среды в камеру сгорания содержит камеру горения и проточный патрубок, который в окружном направлении окружает по меньшей мере часть камеры горения.

Блок топливных форсунок, применяемый в турбинном двигателе, содержит группу топливных форсунок. Группа топливных форсунок расположена внутри воздушной напорной камеры, ограниченной корпусом.

Кольцевая камера сгорания для турбомашины содержит наружную стенку и внутреннюю стенку, ориентированные, по существу, аксиально относительно оси вращения турбомашины, и закрыта со стороны входа стенкой днища камеры, ориентированной, по существу, радиально.

Газотурбинный двигатель содержит компрессор, лопаточные диффузоры, канальный патрубок, кольцевую полость-ресивер, камеру сгорания, турбину. Турбина выполнена с охлаждаемым сопловым аппаратом, лопатки которого вдоль профиля пера от входной кромки имеют первую, вторую, третью и четвертую внутренние полости, соединенные с проточной частью через отверстия в пере лопатки, и перепускное устройство.

Изобретение относится к области соединения компрессора и камеры сгорания газотурбинных двигателей авиационного и наземного применения. Статор компрессора газотурбинного двигателя включает внутренний (3) и наружный (2) корпусы, связанные между собой упругими элементами (6, 7).

Предметом изобретения является авиационный двигатель с установкой диффузора под азимутальным углом между диффузором и камерой сгорания. Неподвижные лопатки диффузора установлены под азимутальным углом относительно форсунок камеры сгорания так, что траектории, ведущие от задних кромок, проходят через зазоры между форсунками и более предпочтительно посредине между ними, так что те части потока, которые могут содержать конденсированную воду, не влияют на инициирование горения. Другими словами, угловое положение лопаток диффузора задано таким образом, чтобы ограничить накопление воды перед форсунками и обеспечить получение ими более сухого воздуха при одновременной концентрации воды и обеспечении возможности ее прохода между форсунками, в результате чего она не будет вредить горению. 5 з.п. ф-лы, 3 ил.

Наверх