Камера сгорания газотурбинного двигателя
COMBUSTION CHAMBER OF A GAS TURBINE ENGINE

Изобретение относится к области машиностроения, а именно к газотурбинным установкам внутреннего сгорания [F02C 5/02, F02C 3/14].
Из уровня техники известна КАМЕРА СГОРАНИЯ ГАЗОТУРБИННОГО ДВИГАТЕЛЯ С ПОСТОЯННЫМ ОБЪЕМОМ СГОРАНИЯ ТОПЛИВА [патент RU 150723 U1, Опубл.: 20.02.2015], содержащая корпус, установленную в нем вращающуюся жаровую трубу, отличающаяся тем, что жаровая труба состоит, по крайней мере, из двух замкнутых полостей, направленных вдоль продольной оси газотурбинного двигателя, каждая из которых образована двумя соседними лопатками, ее ступицей и наружной обечайкой, к которым жестко прикреплены концы лопаток, а также входным и промежуточным дисками, где на входном диске установлен запальный узел, включающий в себя, по крайней мере, две свечи зажигания, два дежурных факельных устройства, выполненных в виде трубок, соединяющих две соседние замкнутые полости, а форсунки для подачи топлива установлены на узле подачи топлива, причем за промежуточным диском расположена жестко связанная с жаровой трубой газовая реактивная турбина, за которой установлен выходной диск с отверстиями, смещенными относительно отверстий входного и промежуточного дисков на угол, соответствующий углу установки лопаток газовой реактивной турбины, а за выходным диском размещены расширительная камера, продувочные кожухи и продувочная труба с входными отверстиями, соединяющими внутреннюю полость продувочных кожухов с полостью продувочной трубы, где на продувочной трубе размещено подвижное центральное тело, образующее совместно с выходной частью корпуса камеры сгорания выходное канальное устройство, являющееся сверхзвуковым соплом.
Недостатком аналога является низкая эффективность, обусловленная отсутствием эффективного взаимодействия струй воздуха и топлива и неэффективное использование объема жаровой трубы вблизи сопел форсунки.
Также известна КОЛЬЦЕВАЯ КАМЕРА СГОРАНИЯ ГАЗОТУРБИННОГО ДВИГАТЕЛЯ С ВРАЩАЮЩЕЙСЯ ФОРСУНКОЙ [патент RU 117581 U1, Опубл.: 27.06.2012], содержащая корпус, внутри которого установлена жаровая труба с наружной и внутренней стенками, при этом хотя бы на одной из стенок выполнено отверстие, и вращающуюся форсунку, установленную на валу, отличающаяся тем, что в отверстие вмонтирован патрубок, ось которого перпендикулярна плоскости расположения центров выходных сечений сопел форсунки, при этом расстояние от плоскости расположения центров выходных сечений сопел форсунки до центра выходного сечения патрубка не более трех диаметров выходного сечения патрубка, а расстояние от центра выходного сечения патрубка до внутренней поверхности стенки жаровой трубы не менее половины диаметра выходного сечения патрубка.
Недостатком аналога является отсутствие возможности быстрого запуска и низкая полнота сгорания топлива на режимах запуска двигателя при отрицательных температурах воздуха и топлива.
Наиболее близкой по технической сущности является КАМЕРА СГОРАНИЯ ГАЗОТУРБИННОГО ДВИГАТЕЛЯ [патент RU 2620187 C1, Опубл.: 23.05.2017], содержащая внешний корпус, жаровую трубу, форсуночную плиту и форсунки, кольцевой коллектор, установленный в передней полости на форсуночной плите, к которому присоединен топливопровод, отличающаяся тем, что внутри кольцевого коллектора концентрично выполнены два кольцевых электрода, соединенные изолированными высоковольтными проводами с блоком высокого напряжения.
Основной технической проблемой прототипа является неполное сгорание топлива, обусловленное отсутствием предварительной подготовки воздуха для топливной смеси, что приводит к повышению расхода топлива и уменьшению мощности двигателя.
Задачей изобретения является устранение недостатков прототипа.
Техническим результатом изобретения является повышение сгорания топлива.
Указанный технический результат достигается за счет того, что камера сгорания газотурбинного двигателя содержащая жаровую камеру с отверстиями, форсунки, топливопровод и электроды, соединенные высоковольтными изолированными проводами, отличающаяся тем, что дополнительно содержит камеру нагревания, соединенную каналом с жаровой камерой, внутри камеры нагревания смонтирован нагревательный элемент и керамические перегородки с отверстиями с возможностью циркуляции и нагрева потоков воздуха, внутри нагревательного элемента выполнены камеры с возможностью нагрева топлива до газообразного состояния, входы камер соединены трубками с топливной магистралью, а выходы соединены трубками с горизонтальными форсунками, смонтированными в канале, в канале смонтированы вертикальные форсунки, соединенные с топливной магистралью, при этом внутри горизонтальных и вертикальных форсунок смонтированы электроды, внутри канала смонтирована направляющая лопатка, а жаровая камера выполнена в виде корпуса внутри которого смонтированы кольца различного диаметра, на внутренние поверхности камеры нагревания и канала смонтирован высокотемпературный теплоизолирующий слой.
В частности, внутри канала смонтированы ребра жесткости.
В частности, нагревательный элемент выполнен в виде металлокерамической трубки со смонтированной на внешней поверхности нихромовой спиралью.
В частности, трубки соединения камер с топливной магистралью выполнены в виде капиллярных.
В частности, горизонтальные и вертикальные форсунки соединены с камерами и топливной магистралью топливными трубками.
В частности, в форсунках смонтированы топливные фильтры в виде перегородок с отверстиями малого диаметра.
В частности, топливные фильтры выполнены из металлических, керамических или полимерных материалов.
В частности, кольца жаровой камеры выполнены из высокотемпературного, тугоплавкого металла.
Краткое описание чертежей.
На фиг. 1. показан вид спереди камеры сгорания в продольном разрезе.
На фиг. 2 показан вид сбоку двигателя, камер нагревания в поперечном разрезе.
На фиг. З показан вид канала в поперечном разрезе.
На фиг. 4 показан вид сбоку двигателя, жаровых камер, генератора и осей турбины в поперечном разрезе.
На фиг. 5 показан вид спереди турбореактивного двигателя в продольном разрезе.
На фигурах обозначено: 1 – камера нагревания, 2 – жаровая камера, 3 – канал, 4 – металлокерамическая трубка, 5 – керамические перегородки, 6 – нихромовая спираль, 7 – отверстия, 8 – камеры, 9 – капиллярные трубки, 10 – топливные трубки, 11 – горизонтальные форсунки, 12 – вертикальные форсунки, 13 – фильтры очистки топлива, 14 – электроды, 15 – высоковольтный кабель, 16 – воздушные трубки, 17 – лопатка, 18 – ребра жесткости, 19 - высокотемпературный теплоизоляторующий слой, 20 – корпус жаровой камеры, 21 – кольца, 22 – отверстия жаровой камеры, 23 – электростартер-преобразователь, 24 – наружный вал, 25 – компрессор первого контура, 26 – турбина высокого давления первого контура, 27 – генератор переменного тока, 28 – турбина высокого давления второго контура, 29 – вал компрессора второго контура, 30 – компрессор второго контура, 31 – турбина низкого давления, 32 - турбина третьего контура, 33 – вал третьего контура, 34 – компрессора охлаждения, 35 – турбина низкого давления третьего контура, 36 – генератор, 37 – внутренние лопасти турбин, 38 – внутренние испарители.
Осуществление изобретения.
Камера сгорания газотурбинного двигателя содержит камеру нагревания 1 (см.Фиг.1) и жаровую камеру 2, соединенные между собой каналом 3. Внутри камеры нагревания 1 смонтирована металлокерамическая трубка 4 и керамические перегородки 5. По поверхности металлокерамической трубки 4 смонтирована нихромовая спираль 6 (см.Фиг.2). В керамических перегородках 5 по всей окружности камеры нагрева 1 выполнены отверстия 7 для циркуляции горячего воздуха внутри камеры нагревания 1. Внутри металлокерамической трубки 4 выполнены камеры 8 продолговатой формы, соединенные капиллярными трубками 9 с топливной магистралью борта самолета (на фигурах не показана).
Камеры 8 соединены топливными трубками 10 с горизонтальными форсунками 11, смонтированными внутри канала 3 (см.Фиг.3). Внутри канала смонтированы вертикальные форсунки 12. Внутри горизонтальных 11 и вертикальных 12 форсунок смонтированы фильтры очистки топлива 13, выполненные в виде металлических, керамических или полимерных перегородок с отверстиями и поджигающие электроды 14, соединенные между собой и с общей электрической сетью высоковольтным кабелем 15. Вертикальные форсунки 12 соединены с топливной магистралью борта самолетами топливными трубками 10.
К камере нагревания 1 смонтированы воздушные трубки 16 высокого давления.
Внутри канала 3 смонтирована лопатка 17 и выполнены ребра жесткости 18, соединяющие камеру нагревания 1 с жаровой камерой 2.
Внутренняя поверхность камеры нагревания 1 и канала 3 покрыта высокотемпературным теплоизолирующим слоем 19.
Жаровая камера 2 состоит из корпуса 20 (см.Фиг.4) внутри которого смонтированы кольца 21 различного диаметра из высокотемпературного, тугоплавкого металла. В корпусе 20 жаровой камеры 2 выполнены отверстия 22 для нагнетания охлажденного воздуха из турбин двигателя и охлаждения внутренних колец 21.
Газотурбинный трехконтурный двигатель с двумя турбинами высокого давления работает следующим образом.
От бортового аккумулятора подают напряжение на электростартер-преобразователь 23 (см.Фиг.5).
Электростартер-преобразователь 23 начинает работать в режиме электродвигателя и его якорь приводит в движение наружный вал 24, на котором смонтированы компрессор 25 первого контура, турбина высокого давления первого контура 26 и ротор генератора переменного тока 27. При вращении турбины высокого давления первого контура 26 включаются насосы топливной магистрали (на фигурах не показаны). По кабелю 15 подают напряжение с преобразователя высокого напряжения (на фигурах не показан) в камеру сгорания на электроды 14 горизонтальных 11 и вертикальных 12 форсунок. Электроды 14 поджигают, нагретую до состояния пара в камерах 8 металлокерамической трубки 4, топливную смесь, поступающую на горизонтальные форсунки 11 из камер 8 по топливным трубкам 10 и топливо, поступающее на вертикальные форсунки 12 из топливной магистрали. Горящее пламя направляют лопаткой 17 в жаровую камеру 3. Из жаровой камеры 3 горящее пламя направляют на лопатки турбины высокого давления первого контура 26 и за счет кинетической энергии пламени приводят во вращательное движение наружный вал 24.
От наружного вала 24 вращательную энергию передают на компрессор первого контура 25 и ротор генератора переменного тока 27 увеличивая тем самым обороты турбины высокого давления первого контура 26, увеличивается температура, после чего начинает вращаться турбина высокого давления второго контура 28 и вал 29, на котором смонтированы компрессор второго контура 30 и турбина низкого давления 31.
В процессе набора оборотов турбин высокого давления первого 26 и второго 28, а также компрессоров первого 25 и второго 30 контуров начинает вращаться турбина третьего контура 32 который приводит во вращательное движение вал третьего контура 33 со смонтированными на нем компрессорами охлаждения 34 турбин высокого давления 26 и 28 и турбина низкого давления третьего контура 35.
После набора оборотов на турбинах первого 26, второго 26 и третьего 32 контуров с генератора переменного тока 27 напряжение подают на коммутатор, где отключают подачу напряжения на электростартер 23. Переменное напряжение с электростартера-преобразователя 23 преобразуют генератором 36 и подают сначала на блок стабилизатора (на фигурах не показан), а затем в общую бортовую сеть электропитания.
С общей бортовой сети электропитания переменное напряжение подают на нихромовую спираль 6, смонтированную на металлокерамической трубке 4 камеры нагревания 1. Одновременно по магистрали высокого давления в камеру нагревания 1 по трубкам 16 подают воздух где его разогревают и подают по лопатке 17 в канале 3 в жаровую камеру 2, при этом горящим пламенем от горизонтальных 11 и вертикальных 12 форсунок увеличивают температуру воздуха и тем самым увеличивают температуру в жаровой камере 2, при этом высокотемпературный изолирующий слой 19, выполненный на внутренних поверхностях камеры нагревания 1 и канала 3 обеспечивает поддержание температуры внутри камеры нагрева 1 и канала 3, при этом через отверстия 22 в корпусе 20 жаровой камеры 2 нагнетают охлажденный от турбин первого 26, второго 28 и третьего 32 контуров воздух и охлаждают им поверхности колец 21. При этом в каждой из турбин высокого давления 26 и 28 смонтированы внутренние лопасти 37 (см.Фиг.2) которыми отбирают с внутренних испарителей 38 охлажденный воздух.
Заявленный технический результат – повышение сгорания топлива достигается за счет того, что нагнетаемый под высоким давлением воздух и топливо, подаваемые в камеру нагревания 1 разогреваются нихромовой спиралью 6 и подаются в канал 3 с горизонтальными 11 и вертикальными 12 форсунками, куда по топливным трубками 10 поступает топливо из топливной магистрали, смешиваются, образуя высокоэффективную топливную смесь, которая поджигается электродами 14, при этом скорость испарения топливной смеси и скорость процессов, приводящих к воспламенению и сгоранию увеличиваются и увеличивается соответственно доля сгоревшего топлива, что приводит в итоге к увеличению температуры газа на выходе из жаровой камеры 2 и к увеличению кинетической энергии, направленной на вращательное движение турбин первого 26 и второго 28 контуров. При этом высокотемпературный теплоизоляторующий слой 19, смонтированный на внутренней поверхности камеры нагревания 1 и канала 3, обеспечивает поддержание температуры воздуха внутри камеры нагревания 1.