Модуль сгорания при постоянном объеме для газотурбинного двигателя

Модуль (10) сгорания газотурбинного двигателя, в частности авиационного газотурбинного двигателя, выполнен с возможностью осуществления сгорания при постоянном объеме и содержит по меньшей мере одну камеру (12) сгорания, расположенную вокруг оси (А). Камера (12) содержит проход (16) впуска сжатого газа и проход (18) выпуска отработавших газов, соответствующий вращающийся впускной (28)/выпускной (30) клапан, связанный соответственно каждый с впускным (16) и выпускным (18) проходом и коаксиальный с упомянутой осью (А). Каждый впускной (16)/выпускной (18) проход выполнен с возможностью открывания или закрывания вращающимся впускным (28)/выпускным (30) клапаном. Модуль (10) содержит множество камер (12) сгорания, распределенных в угловом направлении равномерно вокруг упомянутой оси (А). Впускные проходы (16) камер (12) сгорания выполнены с возможностью открывания или закрывания общим вращающимся впускным клапаном (28). Выпускные проходы (18) камер (12) сгорания выполнены с возможностью открывания или закрывания общим вращающимся выпускным клапаном (30) в соответствии с циклом, содержащим фазу впуска свежего воздуха и продувания отработавших газов, фазу сгорания и фазу выпуска. Изобретение направлено на повышение герметичности вращающихся клапанов. 2 н. и 8 з.п. ф-лы, 14 ил.

 

Изобретение относится к области камер сгорания авиационных газотурбинных двигателей, типа камер сгорания при постоянном объеме.

Изобретение можно применять для любого типа газотурбинного двигателя, в частности, для турбореактивных двигателей, турбовинтовых двигателей и для газотурбинных двигателей с открытыми вентиляторами, известных также под англо-саксонским названием ʺOpen Rotorʺ.

УРОВЕНЬ ТЕХНИКИ

Как известно, камера сгорания обычного авиационного газотурбинного двигателя работает в соответствии с так называемым циклом Брайтона, то есть циклом сгорания при постоянном давлении. Однако, чтобы получить выигрыш в удельном расходе, было предложено заменить камеру сгорания, работающую по циклу Брайтона, на камеру сгорания, работающую согласно циклу Хамфри, то есть циклу сгорания при постоянном объеме или ʺCVCʺ.

Принцип циклов сгорания при постоянном объеме уже давно известен в области прямоточных воздушно-реактивных двигателей и описан в документе FR-2.866.676-A1. В этом документе описан прямоточный воздушно-реактивный двигатель, единственная камера сгорания которого содержит впускной вращающийся клапан и выпускной вращающийся клапан.

Однако принципы циклов сгорания при постоянном объеме редко применялись для модулей сгорания, предназначенных для питания турбины газотурбинного двигателя.

В документе FR-2.945.316 описан пример выполнения камеры сгорания CVC. Камера содержит на входе клапан впуска сжатого газа, состояний из двух вращающихся элементов по существу овального сечения, которые установлены с возможностью вращения вокруг осей, параллельных между собой и перпендикулярных к оси камеры, при этом упомянутые элементы выполнены с возможностью занимать, когда они разъединены, положение открывания клапана и, когда они примыкают друг к другу, положение закрывания клапана. Точно так же, камера содержит на выходе аналогичный выпускной клапан, который может перемещаться между открытым положением и закрытым положением.

В этом решении конструкцию впускного и выпускного клапанов можно усовершенствовать, в частности, с точки зрения прочности и герметичности, причем последняя может быть проблематичной, в частности, при сильном повышении давления во время фазы сгорания по причине недостаточной герметичности элементов овального сечения.

В документе US 2013/236842-A1 описан модуль сгорания газотурбинного двигателя, в частности, авиационного газотурбинного двигателя, выполненный с возможностью осуществления сгорания при постоянном объеме, содержащий ротор между двумя статорами, при этом ротор содержит множество осевых каналов, вход и выход которых может перекрываться или освобождаться при прохождении перед модулем зажигания. Эта конфигурация с питанием через систему отверстий нуждается в улучшении герметичности.

Для преодоления этих недостатков в документе WO-2014/020275-А1 была предложена камера сгорания CVC, содержащая сферические клапаны, имеющие сферические роторы, установленные с возможностью вращения вокруг осей, перпендикулярных к оси камеры сгорания, в сочетании со сферическими кожухами вокруг этих роторов, при этом упомянутые роторы и упомянутые кожухи содержат каналы и отверстия, выполненные с возможностью совмещаться друг с другом и с входными и выходными каналами камеры сгорания, чтобы выборочно определять открывание или закрывание соответствующих впускных и выпускных клапанов. Каждая камера содержит сферический клапан на каждом из своих концов, и упомянутые клапаны синхронизированы друг с другом, чтобы осуществлять три последовательные фазы цикла Хамфри.

В этом решении конструкция впускного и выпускного клапанов намного улучшена, в частности, с точки зрения герметичности, но все же имеет ряд недостатков. Во-первых, движения сферических роторов в кожухах приводят к многочисленным трениям, влияющим на срок службы таких клапанов. Во-вторых, клапаны являются сложными в изготовлении, учитывая сферическую форму их элементов. В-третьих, в этой конструкции клапаны остаются независимыми и требуют синхронизации, что не способствует упрощению конструкции камеры сгорания. Наконец, в-четвертых, каждая камера требует наличия в ней своих впускного клапана и выпускного клапана, поэтому газотурбинный двигатель, содержащий несколько камер, содержит столько же впускных и выпускных клапанов, сколько и камер.

В документе DE-10.347.588-А1 предложен также газотурбинный двигатель, содержащий компрессор и турбину, связанные через общий вал, и единую камеру сгорания CVC, которая расположена на периферии газотурбинного двигателя вокруг вала и между компрессором и турбиной. Рабочие газы могут поступать в камеру CVC через вращающийся впускной клапан, а отработавшие газы могут выходить из нее через вращающийся выпускной клапан. Вращающиеся впускной и выпускной клапаны содержат, каждый, два концентричных кольца с лопатками, при этом лопатки каждого из двух колец расположены через одинаковый угловой интервал. Таким образом, лопатки каждого кольца ограничивают множество проходов, каждый из которых расположен между двумя последовательными лопатками кольца. Лопатки каждого внутреннего кольца могут перекрывать или освобождать проход между двумя лопатками соответствующего наружного кольца в зависимости от того, что лопатки внутреннего кольца перекрывают проходы между лопатками наружного кольца, или же они совмещены с лопатками наружного кольца и освобождают, таким образом, проходы между лопатками наружного кольца. Кроме того, лопатки каждого внутреннего кольца аэродинамически продолжают лопатки наружного кольца в положении совмещения лопаток, соответствующем полному открыванию вращающегося клапана.

В этом решении герметичность, обеспечиваемая вращающимися клапанами, является недостаточной, так как в закрытом положении клапана лопатки каждого внутреннего кольца не могут перекрывать в угловом направлении лопатки соответствующего наружного кольца, поскольку в этом случае они могут продолжать лишь в недостаточной степени лопатки наружного кольца в положении совмещения лопаток, соответствующем открытому положению клапана, и образовать, таким образом, препятствие для потока газов. Герметичность на стыке краев лопаток внутреннего кольца и краев лопаток наружного кольца реально обеспечивается только по краю упомянутых лопаток по очень тонкой и, следовательно, ненадежной линии уплотнения.

Кроме того, поскольку лопатки колец распределены в угловом направлении равномерно по всей периферии этих колец, это решение можно применять только для единой и периферической камеры, так как разделение на несколько отдельных камер могло бы привести к наличию угловых секторов колец, которые, хотя и являясь небольшими, находились бы между двумя камерами и не пропускали бы газы в этой зоне, и что могло бы привести на впуске к выталкиванию назад рабочих газов или, по крайней мере, к нарушениям потока этих газов.

РАСКРЫТИЕ ИЗОБРЕТЕНИЯ

Задачей изобретения является преодоление вышеупомянутых недостатков известных решений.

В связи с этим изобретением предложена камера сгорания авиационного газотурбинного двигателя типа камеры сгорания при постоянном объеме, предпочтительно содержащего камеры, распределенные в виде лучевой конструкции, в частности, в виде револьверного барабана, и работающие в соответствии с смещенными по фазе циклами, чтобы обеспечивать равномерное питание по меньшей мере одной турбины газотурбинного двигателя, расположенной на выходе камер. В дополнение к этой архитектуре изобретением предложен также впускной клапан, общий для всех камер, и выпускной клапан, общий для всех камер.

Для этого изобретением предложен модуль сгорания газотурбинного двигателя, в частности, авиационного газотурбинного двигателя, выполненный с возможностью осуществления сгорания при постоянном объеме, содержащий по меньшей мере несколько камер сгорания, расположенных вокруг оси, такой как ось газотурбинного двигателя, при этом каждая камера содержит проход впуска сжатого газа и проход выпуска отработавших газов, соответствующий вращающийся впускной/выпускной клапан, связанный соответственно с каждым впускным и выпускным проходом и коаксиальный с упомянутой осью, при этом каждый впускной/выпускной проход выполнен с возможностью открывания или закрывания упомянутым вращающимся впускным/выпускным клапаном, отличающийся тем, что содержит множество камер сгорания, равномерно распределенных в угловом направлении вокруг упомянутой оси, впускные проходы которых выполнены с возможностью открывания или закрывания общим вращающимся впускным клапаном и выпускные проходы которых выполнены с возможностью открывания или закрывания общим вращающимся выпускным клапаном.

Согласно другим отличительным признакам модуля:

- вращающиеся впускной/выпускной клапаны синхронизированы друг с другом во вращении,

- каждый проход содержит радиальное отверстие, выполненное с продольной стенке камеры сгорания, имеющей поверхность в виде участка цилиндра, коаксиального с осью, и каждый вращающийся впускной/выпускной клапан содержит трубчатый элемент для каждого впускного/выпускного прохода камеры, установленный с возможностью вращения коаксиально с упомянутой осью и содержащий по меньшей мере одно радиальное отверстие, расположенное по существу в осевой плоскости радиального отверстия упомянутого прохода, и установленный с возможностью вращения в упомянутой поверхности в виде участка цилиндра или вокруг упомянутой поверхности в виде участка цилиндра и выполненный с возможностью перекрывать или освобождать упомянутое радиальное отверстие во время вращения упомянутого трубчатого элемента,

- поверхность в виде участка цилиндра продольной стенки каждой камеры сгорания обращена к оси, и трубчатый элемент каждого клапана установлен с возможностью вращения внутри упомянутой поверхности, при этом упомянутый трубчатый элемент содержит внутреннее отверстие, ограничивающее канал впуска/выпуска газов, обеспечивающий перемещение рабочих/отработавших газов,

- каждая камера сгорания содержит две противоположные стенки, соответственно наружную и внутреннюю, содержащие по меньшей мере соответствующие наружную и внутреннюю поверхности, выполненные в виде участков цилиндра, при этом упомянутые соответственно наружная и внутренняя стенки содержат радиальное отверстие, выполненное в упомянутое внутренней или наружной стенке, и упомянутый модуль содержит вращающийся наружный/внутренний трубчатый клапан, связанный с каждой наружной/внутренней поверхностью наружной/внутренней стенки камеры сгорания, который содержит трубчатый элемент диаметром, соответствующим упомянутой наружной или внутренней стенке, установленный с возможностью вращения коаксиально внутри или вокруг упомянутой соответствующей наружной/внутренней поверхности, при этом упомянутый трубчатый элемент содержит отверстие, расположенное по существу в осевой плоскости радиального отверстия упомянутого прохода, которое выполнено с возможностью перекрывать или освобождать упомянутое радиальное отверстие во время вращения упомянутого трубчатого элемента,

- каждая камера сгорания расположена коаксиально вокруг конца внутреннего трубчатого элемента картера, содержащего канал кольцевого сечения, при этом канал содержит конец, выходящий в периферию упомянутого внутреннего трубчатого элемента, который расположен напротив отверстия внутренней стенки камеры, при этом внутренний вращающийся клапан установлен радиально между упомянутым внутренним трубчатым элементом картера и внутренней стенкой камеры сгорания,

- камера сгорания расположена коаксиально внутри наружного трубчатого элемента картера, содержащего кольцевой канал, при этом наружный вращающийся клапан расположен вокруг наружной стенки каждой камеры сгорания в упомянутом кольцевом канале наружного трубчатого элемента картера,

- впускной проход связан с наружной стенкой каждой камеры сгорания, при этом рабочие газы проходят через кольцевой канал наружного трубчатого элемента картера, и выпускной проход связан с внутренней стенкой каждой камеры сгорания, при этом рабочие газы удаляются через канал внутреннего трубчатого элемента картера,

- модуль сгорания содержит общий запорный элемент, который содержит вращающиеся впускной/выпускной клапаны, связанные друг с другом во вращении.

Объектом изобретения является также газотурбинный двигатель, содержащий компрессорный модуль, включающий в себя по меньшей мере один компрессор, и турбинный модуль, включающий в себя по меньшей мере одну турбину, при этом упомянутый газотурбинный двигатель содержит описанный выше модуль сгорания, который получает питание от компрессорного модуля и который питает турбинный модуль.

Например, в наиболее предпочтительном и простом варианте выполнения газотурбинный двигатель содержит систему валов, которая связывает компрессорный модуль с турбинным модулем. Компрессорный модуль питает модуль сгорания через единый впускной канал, при этом модуль сгорания питает турбинный модуль через единый выпускной канал, и по меньшей мере один вал системы валов образует средство приведения в действие общего запорного элемента.

В другом предпочтительном варианте выполнения, обеспечивающем широкую возможность оптимизации контроля сгорания, упомянутый газотурбинный двигатель содержит модуль сгорания, который получает питание от компрессорного модуля и который питает турбинный модуль, при этом упомянутый модуль сгорания содержит впускной клапан и выпускной клапан, которые могут активно смещаться по фазе в зависимости от различных фаз работы газотурбинного двигателя. Таким образом, клапаны могут приводиться в действие общим приводным средством и могут выборочно соединяться друг с другом или разъединяться или смещаться по фазе, но могут также приводиться в действие независимо друг от друга, при этом они могут быть выборочно синхронизированы, рассинхронизированы или смещены по фазе относительно друг друга.

Изобретение, его другие детали, отличительные признаки и преимущества будут более очевидны из нижеследующего описания, представленного в качестве не ограничительного примера со ссылками на прилагаемые чертежи, на которых:

Фиг. 1 - вид в перспективе в разрезе по осевой плоскости, иллюстрирующий принцип выполнения модуля сгорания в соответствии с изобретением.

Фиг. 2 - схематичный вид в осевом разрезе модуля сгорания, показанного на фиг. 1.

Фиг. 3 - схематичный вид в поперечном разрезе модуля сгорания, показанного на фиг. 2.

Фиг. 4 - вид в перспективе первого варианта выполнения модуля сгорания в соответствии с изобретением.

Фиг. 5 - схематичный вид в поперечном разрезе модуля сгорания, показанного на фиг. 4.

Фиг. 6 - вид в перспективе с вырезом газотурбинного двигателя, содержащего модуль сгорания согласно второму варианту выполнения.

Фиг. 7 - схематичный вид в осевом разрезе газотурбинного двигателя, показанного на фиг. 6.

Фиг. 8 - вид в поперечном разрезе третьего варианта выполнения модуля сгорания в соответствии с изобретением.

Фиг. 9 - вид в осевом разрезе модуля сгорания, показанного на фиг. 8, и картера соответствующего газотурбинного двигателя.

Фиг. 10-14 - схематичные виды различных архитектур газотурбинных двигателей, в которых применяется модуль сгорания в соответствии с изобретением.

В дальнейшем тексте описания идентичные детали или детали, выполняющие аналогичные функции, имеют одинаковые цифровые обозначения.

На фиг. 1-5 и на фиг. 8 представлен модуль 10 сгорания в соответствии с изобретением. Как известно, модуль 10 выполнен с возможностью обеспечения сгорания при постоянном объеме, происходящего в соответствии с циклом Хамфри, то есть включающего в себя такт сгорания, такт выпуска и такт впуска свежего воздуха и продувания отработавших газов.

Как известно, модуль 10 содержит множество камер 12 сгорания, расположенных вокруг оси «А», из которых на фиг. 1-3 показана только одна для упрощения понимания. Конфигурация с несколькими камерами 12 показана на фиг. 6, где представлен газотурбинный двигатель 14, содержащий десять камер 12 сгорания, расположенных вокруг оси «А» газотурбинного двигателя. Не ограничивая изобретения, ось «А» может, например, совпадать с осью вращения газотурбинного двигателя.

Как показано на фиг. 1 и 2, каждая камера 12 содержит проход 16 впуска сжатого газа и проход 18 выпуска отработавших газов. В газотурбинном двигателе, представленном на фиг. 6 и 7, проход 16 впуска сжатого газа питается от компрессорного модуля 20 газотурбинного двигателя 14, содержащего по меньшей мере один компрессор 22, и проход 18 выпуска газов питает по меньшей мере один турбинный модуль 24, содержащий по меньшей мере одну турбину 26.

Согласно изобретению, каждый впускной проход 16 или выпускной проход 18 выполнен с возможностью открывания или закрывания вращающимся впускным клапаном 28 или соответствующим выпускным клапаном 30, коаксиальным с осью А газотурбинного двигателя 14.

Для лучшего понимания изобретения модуль 10, показанный на фиг. 1-3, содержит только одну камеру 12 сгорания. Однако в предпочтительном варианте выполнения изобретения модуль 10 содержит по меньшей мере две камеры 12 сгорания, равномерно распределенные в угловом направлении вокруг оси А, впускные проходы 16 которых выполнены с возможностью открывания или закрывания общим вращающимся впускным клапаном 28 и выпускные проходы 18 которых выполнены с возможностью открывания или закрывания общим вращающимся выпускным клапаном 30. Впускной клапан 28 и выпускной клапан 30 могут вращаться вместе или могут быть деталями, которые могут вращаться по-разному.

На фиг. 5 в качестве примера представлен первый вариант выполнения модуля 10, содержащего общий вращающийся впускной клапан 28, который питает три впускных прохода 16 трех камер 12 сгорания одного модуля 10.

Точно так же на фиг. 6 представлен пример второго варианта выполнения модуля 10, содержащего общий вращающийся впускной клапан 28, который питает впускные проходы десяти камер 12 сгорания, и вращающийся выпускной клапан 30, которые получает питание от десяти выпускных проходов десяти камер 12 сгорания упомянутого модуля 10.

Эта конфигурация является предпочтительной, так как позволяет питать несколько камер 12 при помощи одного впускного клапана 28 и удалять из них газы при помощи одного выпускного клапана 30, что позволяет значительно упростить архитектуру газотурбинного двигателя, содержащего такой модуль 10 сгорания по сравнению с вышеупомянутыми известными решениями.

Камеры 12 сгорания равномерно распределены в угловом направлении вокруг оси А и имеют, каждая, направление, предпочтительно ориентированное по существу аксиально, образуя конструкцию типа револьверного барабана. Однако эта конфигурация не является ограничительной для изобретения, и камеры можно расположить в другом направлении. Например, камеры можно также равномерно расположить в угловом направлении вокруг оси А, но каждая из них будет иметь направлении, предпочтительно ориентированное по существу радиально, образуя конструкцию в виде звезды. Таким образом, понятно, что главным отличительным признаком изобретения является то, что камеры 12 могут быть расположены в виде лучей.

Предпочтительно циклы сгорания камер 12 смещены в соответствии со смещением, зависящем от числа камер 12. Это позволяет сглаживать поток отработавших газов, поступающий в турбинный модуль 24, сглаживая при этом явления пульсации, свойственные циклам сгорания при постоянном объеме. Действительно, если бы все камеры 12 работали одновременно в соответствии с одинаковыми циклами Хамфри, все фазы выпуска были бы одновременными, и в результате расход отработавших газов был бы неравномерным, так как на него действовала бы одновременная пульсация газов, поступающих из камер 12. Модуль 10 сгорания со смещенными циклами камер 12 позволяет сглаживать эти пульсации. Следует отметить, что впуск отработавших газов в турбинный модуль 24 будет тем однороднее и без пульсаций, чем больше число камер 12.

Таким образом, предпочтительно в модуле сгорания, содержащем определенное число ʺnʺ камер 12, циклы его камер будут смещены. При числе ʺnʺ камер одновременно будет работать число камер, меньшее половины ʺn/2ʺ числа ʺnʺ камер, чтобы сбалансировать нагрузки на вращающиеся клапаны. В частности, две противоположные камеры будут находиться в одной фазе цикла, если считать, например, что при четырех камерах в определенный момент две камеры находятся в цикле сгорания и в двух камерах не происходит сгорания.

В предпочтительном варианте выполнения изобретения вращающиеся впускной 28 и выпускной 30 клапаны синхронизированы друг с другом во вращении, вращаясь с одинаковой скоростью вращения.

Эту синхронизацию можно осуществлять при помощи любого известного средства, в частности, механическим путем.

Следует отметить, что можно предусмотреть регулируемое устройство смещения фаз между вращающимися впускным 28 и выпускным 30 клапанами, например, чтобы изменять смещение фаз вращающихся впускного 28 и выпускного 30 клапанов в зависимости от условий эксплуатации модуля 12 сгорания, при этом вращающиеся впускной 28 и выпускной 30 клапаны при установившемся режиме остаются синхронизированными во вращении друг с другом.

Далее следует описание предпочтительного варианта выполнения камер 12 и клапанов 28, 30.

Предпочтительно, согласно изобретению, каждая камера 12 сгорания содержит по меньшей мере одну стенку 32, 34, имеющую поверхность 33, 35 в виде участка цилиндра, коаксиальную с осью А.

В описанных выше первом и втором вариантах выполнения изобретения камеры 12 содержат первую продольную стенку 32, имеющую поверхность 33 в виде участка цилиндра, обращенную к оси А, то есть внутреннюю стенку 32, которая содержит два прохода, впускной 16 и выпускной 18, и дополнительно вторую продольную стенку 34, обращенную противоположно оси А, то есть наружную стенку 34, которая не имеет впускного и выпускного проходов.

В третьем варианте выполнения, представленном на фиг. 8 и 9, каждая камера 12 сгорания содержит расположенную продольно первую наружную стенку 32, коаксиальную с осью А, которая имеет по меньшей мере одну поверхность 33 в виде участка цилиндра, обращенную противоположно упомянутой оси А, то есть наружу, и которая содержит впускной проход 16, и расположенную продольно вторую внутреннюю стенку 34, имеющую по меньшей мере одну поверхность 35 в виде участка цилиндра, коаксиальную с осью А и обращенную к оси А, то есть внутрь, и которая содержит выпускной проход 18.

Понятно, что, не меня сущности изобретения, можно предусмотреть другие конфигурации, например, конфигурацию, в которой впускной 16 и выпускной 18 проходы расположены на стенке, коаксиальной с осью А и обращенной противоположно упомянутой оси А, или конфигурацию, по существу обратную третьему варианту выполнения.

В зависимости от выбранной конфигурации каждый проход 16, 18 содержит радиальное отверстие 36, 38, выполненное в соответствующей продольной стенке 32, 34 камеры сгорания, поверхность 33 и/или 34 которой в виде участка цилиндра является коаксиальной с осью А. Каждый вращающийся впускной 28/выпускной 30 клапан содержит соответствующий трубчатый элемент 40, 42 с диаметром, соответствующим упомянутому участку цилиндра, установленный с возможностью вращения коаксиально в участке цилиндра или вокруг участка цилиндра поверхности 33 и/или 35 соответствующей стенки 32, 34. Этот трубчатый элемент 40, 42 одержит отверстие, ограничивающее канал 44, 46 впуска/выпуска газов, который доходит в осевом направлении напротив камеры 12 сгорания и содержит по меньшей мере одно радиальное отверстие 50, 52, которое выходит соответственно в канал 44, 46 и расположено по существу в осевой плоскости радиального отверстия 36, 38 упомянутого прохода 16, 18 и которое позволяет освобождать или перекрывать упомянутое радиальное отверстие 36, 38 во время вращения упомянутого трубчатого элемента 40, 42 в зависимости от того, что радиальное отверстие 50, 52, вращающееся вместе с трубчатым элементом 40, 42, проходит или не проходит перед радиальным отверстием 36, 38 упомянутого прохода 16, 18.

Таким образом, в принципиальной схеме первого и второго вариантов выполнения, представленных на фиг. 1-7, поверхность 33 в виде участка цилиндра стенки 32 камеры 12 сгорания обращена к оси А, и трубчатый элемент 40, 42 каждого клапана 28, 30 установлен с возможностью вращения внутри этой поверхности 33. Каждый трубчатый элемент 40 или 42 содержит внутреннее отверстие 44, 46, ограничивающее канал впуска/выпуска газов, который выполнен в трубчатом элементе 40, 42 и обеспечивает поступление рабочих газов и удаление отработавших газов в зависимости от направления потока этих газов, как показано стрелкой на фиг. 1.

В частном случае второго варианта выполнения, представленного на фиг. 6 и 7, каждый трубчатый элемент 40, 42 является кольцевым и ограничивает соответствующее внутреннее отверстие 44, 46. Отверстие 44 трубчатого элемента 40 выполнено с возможностью охватывать канал 64 подачи газов, выходящих из компрессора 22, и точно так же, отверстие 46 трубчатого элемента 42 охватывает канал 58 выпуска газов из турбины 26. В частности, канал подачи газов может быть ограничен вблизи камеры 12 сгорания кольцевой впускной трубой 65, и канал выпуска газов может быть ограничен вблизи камеры 12 сгорания кольцевой выпускной трубой 59.

В третьем варианте выполнения, представленном на фиг. 8 и 9, каждая камера 12 сгорания содержит две противоположные стенки, соответственно наружную 32 и внутреннюю 34, которые имеют по меньшей мере соответствующие наружную 33 и внутреннюю 34 поверхности, выполненные в виде участков цилиндра. Стенки 32, 34 содержат каждая проход 16, 18, содержащий радиальное отверстие 36, 38, выполненное в упомянутой наружной 32 или внутренней 34 стенке. Модуль 10 сгорания содержит наружный вращающийся трубчатый клапан 28 и внутренний вращающийся трубчатый клапан 28, связанные с каждой наружной 32 и внутренней 34 стенкой камеры 12 сгорания и содержащие, каждый, соответствующий трубчатый элемент 40, 42 с диаметром, соответствующим упомянутой наружной или внутренней стенке, установленный с возможностью вращения коаксиально с соответствующей наружной 33 или внутренней 35 поверхностью в виде участка цилиндра. Каждый трубчатый элемент 40, 42 содержит по меньшей мере одно отверстие 50, 52, расположенное по существу в осевой плоскости радиального отверстия 36, 38 прохода 16, 18 и выполненное с возможностью перекрывания или освобождения упомянутого радиального отверстия 36, 38 во время вращения упомянутого трубчатого элемента 40, 42.

Таким образом, главное отличие между, с одной стороны, первым и вторым вариантами выполнения изобретения и третьим вариантом, с другой стороны, состоит в том, что в первом и втором вариантах выполнения изобретения трубчатые элементы 40, 42, образующие клапаны 28, 30, взаимодействуют с одной и той же стенкой 32, в которой они освобождают или перекрывают смещенные в осевом направлении проходы 16, 18, тогда как в третьем варианте выполнения изобретения трубчатые элементы 40, 42 взаимодействуют с двумя радиально смещенными стенками 32, 34, в которых они освобождают или перекрывают проходы 16, 18, причем эти проходы 16, 18 по меньшей мере смещены в радиальном направлении.

Необходимо отметить, что в третьем варианте выполнения проходы 16, 18 могут быть также смещены в осевом направлении, что не является ограничением изобретения.

Как показано на фиг. 9, в третьем варианте выполнения изобретения каждая камера 12 сгорания расположена коаксиально вокруг конца 54 внутреннего трубчатого элемента 56 картера, содержащего канал 58 кольцевого сечения. Канал 58 содержит конец 60, который выходит в периферию упомянутого внутреннего трубчатого элемента 56, которая расположена напротив отверстия 38 внутренней стенки 34 камеры 12, и внутренний вращающийся клапан 30 установлен в радиальном направлении между упомянутым внутренним трубчатым элементом 56 картера и внутренней стенкой 34 камеры 12 сгорания.

Аналогично, камера 12 сгорания расположена коаксиально внутри наружного трубчатого элемента 62 картера, содержащего кольцевой канал 64, и наружный вращающийся клапан 28 расположен вокруг наружной стенки 32 камер 12 сгорания внутри упомянутого кольцевого канала 64 наружного трубчатого элемента 52 картера.

Предпочтительно в этом третьем варианте выполнения изобретения впускной проход 16 связан с наружной стенкой 32 камер 12 сгорания, при этом рабочие газы доставляются по кольцевому каналу 64 наружного трубчатого элемента 62 картера, и соответственно выпускной проход 30 связан с внутренней стенкой 34 камер 12 сгорания, при этом рабочие газы удаляются через канал 58 внутреннего трубчатого элемента 56 картера.

Понятно, что эта конфигурация не является ограничительной для изобретения и может быть обратной. Кроме того, впуск и выпуск могут быть смещены в осевом направлении за счет большей длины камеры сгорания.

Предпочтительный отличительный признак изобретения состоит в том, что модуль 10 сгорания может содержать общий запорный элемент 66, который содержит впускной 28 и выпускной 30 вращающиеся клапаны и который приводится в движение единым приводным средством, следовательно, клапаны взаимно связаны во вращении. Эта конфигурация позволяет очень просто осуществлять синхронизацию впускного 28 и выпускного 30 клапанов. Однако эта конфигурация не является ограничительной в рамках изобретения, и впускной 28 и выпускной 30 вращающиеся клапаны могут приводиться в движение разными, но синхронизированными приводными средствами.

Например, в частном случае второго варианта выполнения, показанном на фиг. 6 и 7, запорный элемент 66 выполнен в виде колеса, содержащего фланец 67 в виде диска, к которому с двух сторон примыкают два трубчатых элемента 40, 42.

Этот запорный элемент 66 можно приводить в действие разными способами. Например, запорный элемент 66 может приводиться в действие двигателем 68 через соединение в виде зубчатой угловой передачи 70, как показано на фиг. 1, однако в более простом варианте запорный элемент 66 может быть соединен с системой валов соответствующего газотурбинного двигателя через соответствующий редуктор.

В варианте впускной 28 и выпускной 30 клапаны могут приводиться в действие разными, например, синхронизированными приводными средствами.

Изобретение находит свое естественное применение для газотурбинного двигателя, используемого в авиации, содержащего компрессорный модуль 20, включающий в себя по меньшей мере один компрессор 22, и турбинный модуль 24, включающий в себя по меньшей мере одну турбину 26. Такой газотурбинный двигатель содержит описанный выше модуль 10 сгорания, питаемый от компрессорного модуля 20 и питающий турбинный модуль 24.

Пример такого газотурбинного двигателя 14, представленный на фиг. 6 и 7, содержит, например, как было указано выше, компрессорный модуль 20, включающий в себя по меньшей мере один компрессор 22, описанный выше модуль 10 сгорания и турбинный модуль 24, включающий в себя по меньшей мере одну турбину 26. В этой конфигурации модуль 22 связан с турбинным модулем 24 через систему 72 валов.

В этой конфигурации, как показано на фиг. 6 и 7, компрессорный модуль 22 питает рабочими газами модуль 10 сгорания, например, через единый впускной канал, модуль 10 сгорания питает турбинный модуль 24 отработавшими газами, например через выпускной канал 58, и по меньшей мере один вал системы 22 валов образует средство привода общего запорного элемента 66.

В другом предпочтительном варианте выполнения, который обеспечивает широкую возможность оптимизации контроля сгорания, упомянутый газотурбинный двигатель может содержать модуль сгорания, содержащий впускной клапан и выпускной клапан 10, которые могут быть активно смещены по фазе в зависимости от различных фаз работы газотурбинного двигателя. Так, клапаны могут приводится в действием общим приводным средством и могут быть выборочно соединены друг с другом или разъединены или смещены по фазе, хотя они могут также приводиться в действие независимо друг от друга, при этом они могут быть выборочно синхронизированы, рассинхронизированы или смещены по фазе относительно друг друга.

Таким образом, изобретение позволяет просто и надежно реализовать впуск и выпуск для камер 12 модуля 10 сгорания при постоянном объеме.

На фиг. 10-14 представлены разные возможности применения для разных типов силовых установок.

На фиг. 10 представлен первый тип системы, в которой газотурбинный двигатель 14 вращает напрямую или через редуктор нагрузку 74, например, такую как винт турбовинтового двигателя. В этом случае турбинный модуль 24 напрямую соединен с нагрузкой 74.

На фиг. 11 представлен второй тип системы, в которой газотурбинный двигатель 14 вращает свободную турбину 76, которая, в свою очередь, напрямую вращает нагрузку 74, например, такую как винт турбовинтового двигателя. В этом случае газы на выходе турбинного модуля 24 приводят во вращение свободную турбину 76.

На фиг. 12 представлен третий тип системы, в которой модуль 10 сгорания приводит во вращение турбинный модуль 24, который, в свою очередь, напрямую вращает нагрузку 74, например, такую как винт турбовинтового двигателя. В этом случае именно газы на выходе модуля 10 сгорания приводят во вращение турбинный модуль 24.

На фиг. 13 представлен четвертый тип системы, в которой газотурбинный двигатель 14 описанного выше типа выбрасывает газы в сопло 78. В этом случае тягу получают реактивным способом.

Наконец, на фиг. 14 представлен пятый тип системы, в которой модуль 10 сгорания выбрасывает напрямую газы в сопло 78. В этом случае система уменьшена до своей самой простой версии и по своей работе очень близка к прямоточному воздушно-реактивному двигателю, если не считать того, что она содержит большее число камер 12 сгорания, синхронизированных в своих рабочих циклах. При этом рабочее давление является более высоким. В данном случае тяга тоже является реактивной.

Таким образом, изобретением предложен новый тип силовой установки, представляющий особый интерес, так как было установлено, что при одинаковой тяге такая система может давать выигрыш в расходе в 10%-20% по сравнению с обычным газотурбинным двигателем.

1. Модуль (10) сгорания газотурбинного двигателя, в частности авиационного газотурбинного двигателя, выполненный с возможностью осуществления сгорания при постоянном объеме, содержащий по меньшей мере одну камеру (12) сгорания, расположенную вокруг оси (А), при этом упомянутая камера (12) содержит проход (16) впуска сжатого газа и проход (18) выпуска отработавших газов, соответствующий вращающийся впускной (28)/выпускной (30) клапан, связанный соответственно каждый с впускным (16) и выпускным (18) проходом и коаксиальный с упомянутой осью (А), при этом каждый впускной (16)/выпускной (18) проход выполнен с возможностью открывания или закрывания упомянутым вращающимся впускным (28)/выпускным (30) клапаном, отличающийся тем, что содержит множество камер (12) сгорания, распределенных в угловом направлении равномерно вокруг упомянутой оси (А), впускные проходы (16) которых выполнены с возможностью открывания или закрывания общим вращающимся впускным клапаном (28) и выпускные проходы (18) которых выполнены с возможностью открывания или закрывания общим вращающимся выпускным клапаном (30) в соответствии с циклом, содержащим фазу впуска свежего воздуха и продувания отработавших газов, фазу сгорания и фазу выпуска.

2. Модуль (10) сгорания по предыдущему пункту, отличающийся тем, что вращающиеся впускной (28)/выпускной (30) клапаны синхронизированы друг с другом во вращении.

3. Модуль (10) сгорания по одному из предыдущих пунктов, отличающийся тем, что каждый проход (16,18) содержит радиальное отверстие (36,38), выполненное в продольной стенке (32,34) камеры (12) сгорания, имеющей поверхность (33,35) в виде участка цилиндра, коаксиального с осью (А), и тем, что каждый вращающийся впускной (28)/выпускной (30) клапан содержит трубчатый элемент (40,42) для каждого впускного (16)/выпускного (18) прохода камеры, установленный с возможностью вращения коаксиально с упомянутой осью (А) и содержащий по меньшей мере одно радиальное отверстие (50,52), расположенное по существу в осевой плоскости радиального отверстия (36,38) упомянутого прохода (16,18), и установленный с возможностью вращения в упомянутой поверхности (33,35) в виде участка цилиндра или вокруг упомянутой поверхности (33,35) в виде участка цилиндра и выполненный с возможностью перекрывать или освобождать упомянутое радиальное отверстие (36,38) во время вращения упомянутого трубчатого элемента (40,42).

4. Модуль (10) сгорания по предыдущему пункту, отличающийся тем, что поверхность (33) в виде участка цилиндра продольной стенки (32) каждой камеры (10) сгорания обращена к оси (10), и тем, что трубчатый элемент (40,42) каждого клапана установлен с возможностью вращения внутри упомянутой поверхности (33), при этом упомянутый трубчатый элемент (40,42) содержит внутреннее отверстие (44,46), ограничивающее канал впуска/выпуска газов, обеспечивающий перемещение рабочих/отработавших газов.

5. Модуль (10) сгорания по одному из пп. 1, 2, отличающийся тем, что каждая камера (12) сгорания содержит две противоположные стенки, соответственно наружную (32) и внутреннюю (34), содержащие по меньшей мере соответствующие наружную (33) и внутреннюю (35) поверхности, выполненные в виде участков цилиндра, при этом упомянутые соответственно наружная (32) и внутренняя (34) стенки содержат, каждая, один из упомянутых проходов (16,18), содержащих радиальное отверстие (36,38), выполненное в упомянутой внутренней (34) или наружной (32) стенке, и тем, что упомянутый модуль (10) содержит вращающийся наружный (33)/внутренний (35) трубчатый клапан, связанный с каждой наружной (33)/внутренней (35) поверхностью наружной (32)/внутренней (34) стенки камеры (12) сгорания, который содержит трубчатый элемент (40,42) диаметром, соответствующим упомянутой наружной (32) или внутренней (34) стенке, установленный с возможностью вращения коаксиально внутри или вокруг упомянутой соответствующей наружной (33)/внутренней (34) поверхности, при этом упомянутый трубчатый элемент (40,42) содержит отверстие (50,52), расположенное по существу в осевой плоскости радиального отверстия упомянутого прохода (16,18), которое выполнено с возможностью перекрывать или освобождать упомянутое радиальное отверстие (36,38) во время вращения упомянутого трубчатого элемента (40,42).

6. Модуль (10) сгорания по предыдущему пункту, отличающийся тем, что каждая камера (12) сгорания расположена коаксиально вокруг конца (54) внутреннего трубчатого элемента (56) картера, содержащего канал (58) кольцевого сечения, при этом канал (58) содержит конец (60), выходящий в периферию упомянутого внутреннего трубчатого элемента (56), который расположен напротив отверстия (38) внутренней стенки (34) камеры (12), при этом внутренний вращающийся клапан (30) установлен радиально между упомянутым внутренним трубчатым элементом (56) картера и внутренней стенкой (34) камеры сгорания.

7. Модуль (10) сгорания по предыдущему пункту, отличающийся тем, что каждая камера (12) сгорания расположена коаксиально внутри наружного трубчатого элемента (62) картера, содержащего кольцевой канал (64), при этом наружный вращающийся клапан (28) расположен вокруг наружной стенки (32) каждой камеры (12) сгорания в упомянутом кольцевом канале (64) наружного трубчатого элемента картера.

8. Модуль (10) сгорания по п. 7, отличающийся тем, что впускной проход (28) связан с наружной стенкой (32) каждой камеры (12) сгорания, при этом рабочие газы проходят через кольцевой канал (64) наружного трубчатого элемента (62) картера, и тем, что выпускной проход (30) связан с внутренней стенкой (34) каждой камеры (12) сгорания, при этом рабочие газы удаляются через канал (58) внутреннего трубчатого элемента (56) картера.

9. Модуль (10) сгорания по одному из пп. 1, 2, отличающийся тем, что содержит общий запорный элемент (66), который содержит вращающиеся впускной (28)/выпускной (30) клапаны, связанные друг с другом во вращении.

10. Газотурбинный двигатель (14), содержащий компрессорный модуль (20), включающий в себя по меньшей мере один компрессор (22), и турбинный модуль (24), включающий в себя по меньшей мере одну турбину (26), отличающийся тем, что содержит модуль (10) сгорания по любому из предыдущих пунктов, который получает питание от компрессорного модуля (20) и который питает турбинный модуль (24).



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к камерам сгорания ракетных двигателей. Камера сгорания и ракетный двигатель содержат устройство (11) впрыска, которое впрыскивает окисляющий агент и горючее из поверхности (23) впрыска, жаровую трубу (12), в которой образуется газообразный продукт сгорания путем сжигания окисляющего агента и горючего, впрыскиваемых из устройства (11) впрыска, резонатор (31), соединенный с возможностью сообщения с жаровой трубой (12) через канал (35) связи, и перфорированную пластину (41), выполненную в канале (35) связи.

Камера сгорания с повышением давления содержит детонационную камеру, камеру предварительного горения, вихревой генератор для закрутки окислителя на пути подачи окислителя, расширительно-отклоняющее сопло, между камерой предварительного горения и детонационной камерой, обеспечивающее диффузионный путь жидкости между ними и воспламеняющее устройство в контакте с низкоскоростной вихревой зоной камеры предварительного горения.

Камера сгорания постоянного объема для авиационного турбинного двигателя содержит клапан впуска сжатого газа, выполненный с возможностью принятия открытого положения и закрытого положения, в котором он блокирует впуск сжатого газа в камеру.

Детонационный двигатель содержит первый и второй впуски, первое и второе сопла и сепаратор. Первый впуск имеет первый конец, соединенный по текучей среде с первой емкостью, и второй конец, соединенный по текучей среде с детонационным двигателем.

Изобретение относится к способу и устройству для контактного нагрева жидкостей. Способ контактного нагрева жидкостей заключается в том, что в камеру сгорания, погруженную в жидкость, раздельно подают горючее и окислитель через форсунки, образуя однородный кольцевой слой горючей смеси, в котором инициируют сжигание топлива в режиме непрерывной спиновой детонации, продукты которого попадают напрямую в жидкость, отдавая ей свое тепло.

Турбомашина содержит, по меньшей мере, в направлении потока газов компрессор, камеру, содержащую средства, обеспечивающие создание горячих газов из воздушной смеси, образуемой из захваченного потока воздуха, и из топлива, и турбину, приводимую во вращение посредством горячих газов и приводящую в действие компрессор.

Способ детонационного сжигания топливных смесей включает раздельную подачу топлива и воздуха в камеру сгорания и инициирование детонационного горения образующейся смеси.

Изобретение относится к камерам сгорания прерывистого действия. Способ работы впускной системы камеры сгорания представляет собой инерционный наддув впускной системы и включает в себя процессы рекуперации энергии выхлопа во впускную систему, кинетического накопления энергии газообразного рабочего тела и преобразования кинетической энергии газообразного рабочего тела в потенциальную энергию давления, при этом организуется дополнительный впускной канал, реализующий акустическую схему фазоинвертора и подключенный к основному впускному каналу параллельно так, что воспринимает давление заторможенного потока со стороны камеры сгорания посредством канала, собственная частота которого выше собственной частоты канала акустической массы фазоинвертора, причем оба основной и дополнительный впускной каналы работают на впускной порт камеры сгорания, общий для основного и дополнительного впускных каналов.

Пульсирующая детонационная установка для создания силы тяги содержит корпус, внутри которого установлен насадок с полузамкнутой детонационной камерой, систему подачи окислителя.

Изобретение относится к проточным устройствам для импульсного зажигания высокоскоростных потоков гомогенных и гетерогенных горючих смесей в различных энергетических установках, прежде всего в импульсно-детонационных технологических устройствах и в импульсно-детонационных двигателях летательных аппаратов.

Изобретение относится к роторным турбодвигателям. Камера сгорания переходит в конусную рабочую камеру, где расширяющийся газ, проходя через нее, сжимается, набирает скорость и, выходя мощной, сконцентрированной струей, направленной в центр лопаток, вращает турбину и жестко соединенный с ней вал двигателя.

Пульсирующий турбореактивный двигатель снабжен входным диффузором, компрессором, газовой турбиной, выходным реактивным соплом и блоком пульсирующих камер сгорания, электродвигатель постоянного тока с редуктором.

Газотурбинный двигатель с пульсирующей работой камер сгорания содержит парно расположенные камеры сгорания, вал, ротор турбины и компрессора, систему охлаждения, диск камер сгорания.

Изобретение относится к тепловым машинам, а именно к двигателям с внешней камерой сгорания. Техническим результатом является повышение надежности управления двигателем.

Камера сгорания постоянного объема для авиационного турбинного двигателя содержит клапан впуска сжатого газа, выполненный с возможностью принятия открытого положения и закрытого положения, в котором он блокирует впуск сжатого газа в камеру.

Способ работы блока пульсирующих камер сгорания заключается в подаче воздуха в каждую из неподвижных цилиндрических камер сгорания через входные воздушные окна в течение времени их периодического открытия, подаче топлива в камеры сгорания, зажигании его искровым зарядом в периоды закрытия входных воздушных и выходных газовых окон и удалении потока этих продуктов сгорания из камер сгорания через периодически открывающиеся выходные газовые окна.

Изобретение относится к двигателестроению. Роторно-желобовой двигатель внутреннего сгорания включает два диска.

Изобретение относится к энергетике. Газовая турбина цикличного внутреннего сгорания, содержащая, по меньшей мере, одну, снабженную впускными клапанами и устройством зажигания, камеру сгорания, причем, по меньшей мере, одна камера сгорания со стороны выпуска газа лишена запорных устройств, так что она остается постоянно открытой со стороны выпуска газа.

Изобретение относится к газотурбинным двигателям с пульсирующей работой камер сгораний, предназначено для развития малой авиации, дельтопланов, аппаратов на воздушной подушке и других видов транспорта и механизмов.

Изобретение относится к двигателестроению, Камерно-инжекторно-турбинный двигатель содержит сообщенные между собой посредством вала турбину и компрессор с электрогенератором, камеры сгорания, системы управления, охлаждения и зажигания.

Изобретение относится к турбодетандерным генераторным установкам в качестве источника электроснабжения малых поселений. Генератор соединен валом с турбиной, снабжен сопловым аппаратом и нагревателем газа.

Модуль сгорания газотурбинного двигателя, в частности авиационного газотурбинного двигателя, выполнен с возможностью осуществления сгорания при постоянном объеме и содержит по меньшей мере одну камеру сгорания, расположенную вокруг оси. Камера содержит проход впуска сжатого газа и проход выпуска отработавших газов, соответствующий вращающийся впускной выпускной клапан, связанный соответственно каждый с впускным и выпускным проходом и коаксиальный с упомянутой осью. Каждый впускной выпускной проход выполнен с возможностью открывания или закрывания вращающимся впускным выпускным клапаном. Модуль содержит множество камер сгорания, распределенных в угловом направлении равномерно вокруг упомянутой оси. Впускные проходы камер сгорания выполнены с возможностью открывания или закрывания общим вращающимся впускным клапаном. Выпускные проходы камер сгорания выполнены с возможностью открывания или закрывания общим вращающимся выпускным клапаном в соответствии с циклом, содержащим фазу впуска свежего воздуха и продувания отработавших газов, фазу сгорания и фазу выпуска. Изобретение направлено на повышение герметичности вращающихся клапанов. 2 н. и 8 з.п. ф-лы, 14 ил.

Наверх