КАМЕРА СГОРАНИЯ ГАЗОТУРБИННОГО ДВИГАТЕЛЯ
GAS TURBINE ENGINE COMBUSTION CHAMBER

Изобретение относится к области авиационного двигателестроения, в частности, к газотурбинным двигателям с камерами сгорания с радиальным подводом топлива через распыливающий диск на валу ротора.
Процессы смесеобразования в камерах сгорания газотурбинных двигателей существенно влияют на процесс запуска, организацию горения, надежность и экономичность работы камер сгорания, температурный режим отдельных элементов горячей части двигателей.
Известна конструкция кольцевой камеры сгорания газотурбинного двигателя с радиальным подводом топлива через распыливающий диск на валу ротора, включающая корпус, жаровую трубу с рядами отверстий для подвода воздуха в зону горения, отверстий для снижения температуры газа перед турбиной и электрическую свечу зажигания, расположенную на корпусе камеры сгорания [1]. Для увеличения высотности и улучшения запуска к свече подается кислород [2].
Недостатком описанной кольцевой камеры сгорания газотурбинного двигателя с радиальным подводом топлива является процесс запуска, при этом электрическая свеча, установленная на корпусе, поджигает топливовоздушную смесь, которая на начальном этапе при подаче кислорода горит только в зоне расположения свечей и свободно выходит через сопловой аппарат турбины. По мере прогрева продуктов сгорания фронт пламени от свечей расширяется и опускается к распыливающему диску на валу ротора и устойчиво стабилизируется в зоне вихрей, образующихся за поперечными струями воздуха из ближних к валу отверстий подвода воздуха в жаровую трубу. Однако при отрицательных температурах и пониженном давлении воздуха на входе в двигатель время запуска и устойчивой стабилизации горения увеличивается и не укладывается в заданные нормы.
Задачей и техническим результатом изобретения является снижение времени запуска двигателя за счет создания качественного распыливания топлива и смешения с дополнительным воздухом (или кислородом) на выходе из распыливающего диска в зону стабилизации горения.
Поставленная задача решается тем, что в основании жаровой трубы установлена кольцевая втулка с коллектором подвода топлива в распыливающий диск, имеющая каналы подачи дополнительного воздуха (или кислорода) от отдельного трубопровода со штуцером в полость распыливающего диска для создания перепада воздуха на его отверстиях-форсунках и улучшения распыливания топлива в зоне стабилизации пламени на ближайших к валу поперечных отверстиях подвода воздуха в жаровой трубе.
Сущность изобретения поясняется чертежом камеры сгорания газотурбинного двигателя (Фиг. 1), где
1 - корпус камеры сгорания;
2 - наружная обечайка жаровой трубы;
3 - свеча зажигания;
4 - коллектор подвода топлива;
5 - распыливающий диск;
6 - отверстия для стабилизации пламени за струями воздуха;
7 - внутренняя обечайка жаровой трубы;
8 - кольцевая втулка для подвода топлива и дополнительного воздуха (или кислорода).
9 - штуцер подвода дополнительного воздуха (или кислорода);
10 - трубопровод;
11 - отверстия для подвода воздуха к основанию жаровой трубы;
12 - зона стабилизации пламени.
Камера сгорания включает корпус 1, наружную обечайку 2 жаровой трубы, свечу зажигания 3, коллектор подвода топлива 4, распыливающий диск 5 на валу ротора, отверстия 6 на внутренней обечайке 7 жаровой трубы для стабилизации пламени на струях воздуха, кольцевую втулку 8 для подвода топлива и дополнительного воздуха (или кислорода) в полость распыливающего диска при запуске.
В кольцевой коллектор втулки 8 дополнительный воздух (или кислород) поступает через штуцер 9 и трубопровод 10, аналогичные топливной магистрали к коллектору 4, и выходит в полость распыливающего диска, создавая перепад на его отверстиях-форсунках, способствующий качественному распыливанию топлива и организации топливо-воздушной смеси. В наружной обечайке 2 жаровой трубы выполнены отверстия 11 подвода воздуха к распыливающему диску 5. За струями воздуха из отверстий 6 в вихрях образуется зона стабилизации пламени 12.
При запуске двигателя в корпусе камеры сгорания 1 в основании жаровой трубы между обечайками 2 и 7, через отверстия 6 и 11 подается расход основного воздуха из компрессора и начинается подача дополнительного воздуха (или кислорода) через штуцер 9 и трубопровод 10 в кольцевой коллектор втулки 8 в полость распыливающего диска 5 для смешения с топливом, которое через коллектор 4 также подается внутрь распыливающего диска 5. Через отверстия во вращающемся распыливающем диске 5 топливо радиально разбрасывается и за счет перепада дополнительного воздуха (или кислорода) на его отверстиях-форсунках создается качественное распыливание и смешение топлива с воздухом. С помощью свечи зажигания 3, установленной на корпусе камеры сгорания 1, производится воспламенение топливовоздушной смеси, которое за счет качества распыливания смеси распространяется в зону стабилизации пламени 12, образованную за струями основного воздуха, поступающего поперечно через отверстия 6 в нижней обечайке 7 жаровой трубы.
Таким образом, кольцевая втулка 8, связанный через трубопровод 9 со штуцером 10 для подачи дополнительного воздуха (или кислорода), позволяет при запуске двигателя создать качественную топливовоздушную смесь в камере сгорания и зоне стабилизации пламени на начальном этапе запуска, чем сокращает время выхода на заданный режим.
Литература
1. Пчелкин Ю.М. Камеры сгорания газотурбинных двигателей: Учебник для студентов вузов, обучающихся по специальности «Турбиностроение». - 3-е изд. Перераб. и доп. - М.: Машиностроение, 1984 - 280 с., ил.
2. Иноземцев А.А. Основы конструирования авиационных двигателей и энергетических установок: учеб. / А.А. Иноземцев, М.А. Нихамкин, В.Л. Сандрацкий. - М.: «Машиностроение», 2008.