ПОПЕРЕЧНАЯ СТЕНКА КАМЕРЫ СГОРАНИЯ, СОДЕРЖАЩАЯ МНОЖЕСТВО ПЕРФОРАЦИОННЫХ ОТВЕРСТИЙ, КАМЕРА СГОРАНИЯ ГАЗОТУРБИННОГО ДВИГАТЕЛЯ И ГАЗОТУРБИННЫЙ ДВИГАТЕЛЬ
TRANSVERSE WALL OF COMBUSTION CHAMBER, WHICH CONTAINS MANY PERFORATED HOLES, COMBUSTION CHAMBER OF GAS TURBINE ENGINE, AND GAS TURBINE ENGINE

Область техники
Настоящее изобретение относится к области камер сгорания газотурбинного двигателя. В частности, ее объектом является стенка кольцевой камеры сгорания, предназначенная для соединения в поперечном направлении продольных стенок этой камеры.
Предшествующий уровень техники
Обычно кольцевая камера сгорания газотурбинного двигателя содержит две продольные кольцевые стенки (внутренняя стенка и наружная стенка), которые соединены спереди поперечной кольцевой стенкой, образующей дно камеры.
Дно камеры содержит множество отверстий по существу круглой формы, которые равномерно распределены по всей окружности. В этих отверстиях установлены системы впрыска топлива, в которых происходит смешивание воздуха и топлива. Эта смесь предназначена для сгорания внутри камеры сгорания.
Чтобы защитить дно камеры от сверхвысоких температур газов, получаемых при сгорании смеси воздух/топливо в камере сгорания, в каждом отверстии дна камеры вокруг систем впрыска установлены также отражатели, образующие теплозащитные экраны.
Как правило, дно камеры содержит множество перфорационных отверстий, выполненных в зонах напротив отражателей. Эти перфорационные отверстия выполняют функцию каналов для прохождения воздуха, предназначенного для охлаждения отражателей обдуванием.
Кроме того, дно камеры выполняют в виде, по существу, плоского кольца с центром на продольной оси газотурбинного двигателя. Оно может быть либо перпендикулярным к продольной оси газотурбинного двигателя, либо иметь наклон (внутрь или наружу) относительно этой оси.
Точно так же отражатели, как правило, выполняют в виде металлической пластины по существу прямоугольной формы с центром на оси симметрии системы впрыска топлива, которую крепят на дне камеры при помощи сварки.
В случае, когда дно камеры имеет наклон относительно продольной оси газотурбинного двигателя, оно имеет форму усеченного конуса с осью симметрии систем впрыска, направленных внутрь или наружу. В результате во время работы расстояние, отделяющее дно камеры от каждого отражателя, установленного в отверстиях, не является постоянным по мере удаления от оси симметрии систем впрыска. Поэтому охлаждение отражателей через перфорационные отверстия не является равномерным, что приводит к сильному разрушению отражателей, которое отрицательно сказывается на сроке службы камеры сгорания.
Сущность изобретения
Задачей настоящего изобретения является устранение вышеуказанных недостатков, для чего предлагается поперечная стенка камеры сгорания, имеющая форму усеченного конуса и способствующая эффективному и равномерному охлаждению отражателей.
В связи с этим объектом настоящего изобретения является кольцевая стенка, предназначенная для соединения в поперечном направлении продольных стенок кольцевой камеры сгорания газотурбинного двигателя, при этом упомянутая стенка является по существу плоской, имеет наклон относительно продольной оси газотурбинного двигателя и содержит множество отражателей, каждый из которых выполнен в виде плоской и по существу прямоугольной пластины, при этом упомянутые отражатели установлены на кольцевой стенке и каждый из них содержит отверстие для установки системы впрыска топлива и множество перфорационных отверстий, выполненных напротив отражателей вокруг их отверстия для прохождения воздуха, предназначенного для охлаждения упомянутых отражателей, отличающаяся тем, что каждый отражатель содержит средства для принудительного направления охлаждающего отражатели воздушного потока в радиальном направлении относительно продольной оси газотурбинного двигателя вокруг систем впрыска топлива.
Выполнение средств для принудительного направления воздушного потока, охлаждающего отражатели, в радиальном направлении вокруг систем впрыска топлива позволяет достичь равномерного охлаждения на всей поверхности отражателей. Таким образом, устраняется любая возможность повреждения отражателей. В результате увеличивается срок службы дна камеры.
Целесообразно, чтобы каждый отражатель содержал, по меньшей мере, два деформированных участка, каждый из которых образует перегородку, направляющую воздушный охлаждающий поток, при этом упомянутые деформированные участки выполнены в радиальном направлении относительно продольной оси газотурбинного двигателя по обе стороны от отверстия отражателя.
Наличие таких направляющих перегородок позволяет направлять в радиальном направлении воздушный поток охлаждения отражателей вокруг систем впрыска топлива.
Деформированные участки выполнены в виде желобков, при этом каждый желобок имеет толщину, предпочтительно находящуюся в пределах от 1 до 2 мм.
Целесообразно также, чтобы расстояние между наружными радиальными концами соответственно поперечной стенки и отражателей на уровне радиальной плоскости симметрии отражателей было меньшим или большим расстояния на уровне боковых концов отражателей.
Наличие этой разности в расстоянии на уровне соответствующих наружных радиальных концов стенки и отражателей также позволяет направлять охлаждающий воздушный поток вокруг систем впрыска топлива.
Объектом настоящего изобретения является также камера сгорания и газотурбинный двигатель, оборудованный камерой сгорания, содержащей описанную выше поперечную стенку.
Краткое описание чертежей
Другие отличительные признаки и преимущества настоящего изобретения будут более очевидны из нижеследующего описания, приводимого со ссылками на прилагаемые чертежи, иллюстрирующие не ограничительный пример выполнения, в числе которых:
Фиг.1 представляет вид в продольном разрезе камеры сгорания газотурбинного двигателя и окружающих ее компонентов.
Фиг.2 - частичный вид поперечной стенки согласно варианту выполнения настоящего изобретения.
Фиг.3 - график изменения промежуточного пространства между отражателями и поперечной стенкой.
Фиг.4 - вид в разрезе по линии IV-IV фиг.3.
Фиг.5 и 6 представляют частичный вид поперечных стенок согласно другому варианту выполнения настоящего изобретения.
Подробное описание вариантов выполнения
На фиг.1 показана камера сгорания газотурбинного двигателя. Такой газотурбинный двигатель содержит, в частности, ступень сжатия (не показана), в которой воздух сжимается, а затем нагнетается в картер 2 камеры, затем в установленную внутри него камеру 4 сгорания.
Сжатый воздух попадает в камеру сгорания и смешивается с топливом, а затем смесь сгорает в камере сгорания. Газы, получаемые в результате этого сгорания, направляются в турбину 5 высокого давления, расположенную на выходе камеры 4 сгорания.
Камера 4 сгорания является камерой кольцевого типа. Она образована внутренней кольцевой стенкой 6 и наружной кольцевой стенкой 8, которые соединены спереди (относительно направления потоков газов в камере сгорания) поперечной стенкой 10, образующей дно камеры.
Внутренняя 6 и наружная 8 стенки камеры сгорания расположены вдоль продольной оси, имеющей небольшой наклон относительно продольной оси Х-Х газотурбинного двигателя. Они могут быть выполнены из металлического или композиционного материала.
Как правило, поперечную стенку 10 камеры сгорания выполняют при помощи штамповки металлического листа. Обычно ее толщина составляет примерно 1,5 мм.
Поперечная стенка 10 имеет вид кольца с центром на продольной оси Х-Х газотурбинного двигателя. Она состоит из главной, по существу плоской части 10а (фиг. 2), которая продолжена на своих свободных концах частями 10b, загнутыми в сторону входа (фиг.1).
Кроме того, главная часть 10а поперечной стенки имеет наклон наружу кольца относительно продольной оси Х-Х газотурбинного двигателя, то есть поперечная стенка имеет по существу форму усеченного конуса.
Настоящее изобретение может применяться также для поперечных стенок, главная часть которых имеет наклон внутрь кольца (то есть в сторону продольной оси Х-Х газотурбинного двигателя).
Главная часть 10а поперечной стенки 10 содержит множество отверстий 12, например, в количестве восемнадцати, имеющих круглую форму и равномерно выполненных по всей окружности поперечной стенки 10.
Каждое из этих отверстий 12 предназначено для установки системы 14 впрыска смеси воздух/топливо. Последняя содержит, в частности, форсунку 14а впрыска топлива и чашку 14d, оборудованную завихрителями воздуха.
Центр форсунки и чашки находится на оси симметрии Y-Y системы 14 впрыска. Учитывая тот факт, что поперечная стенка 10 камеры сгорания имеет форму усеченного конуса, эта ось симметрии Y-Y имеет наклон относительно продольной оси Х-Х газотурбинного двигателя.
В каждом отверстии 12 поперечной стенки 10 вокруг систем 14 впрыска топлива установлен также отражатель 16, образующий теплозащитный экран.
Как показано на фиг.2, отражатели 16 выполнены в виде плоских пластин по существу прямоугольной формы, каждая из которых содержит круглое отверстие 17 с центром на оси симметрии Y-Y систем впрыска топлива, предназначенное для установки этих систем. Они позволяют предохранять поперечную стенку 10 от высоких температур газов, получаемых при сгорании.
Множество сквозных перфорационных отверстий 18, образующих сито, выполнены в поперечной стенке 10 камеры сгорания вокруг каждого отверстия 12 напротив отражателей 16. Они предназначены для пропускания воздуха, циркулирующего вокруг камеры сгорания, с целью охлаждения обдуванием отражателей.
Во время работы, поскольку поперечная стенка 10 камеры сгорания имеет форму усеченного конуса, было установлено, что расстояние (или промежуточное пространство) d, отделяющее отражатели 16 от поперечной стенки, остается постоянным (порядка 1,5-4 мм) только в плоскости Р, проходящей через ось симметрии Y-Y системы впрыска и продольную ось Х-Х газотурбинного двигателя (называемой также радиальной плоскостью симметрии отражателей - см. фиг.2), и что оно меняется по мере удаления от этой радиальной плоскости симметрии Р. Изменение промежуточного пространства d зависит, в частности, от числа систем впрыска топлива, которыми оборудована камера сгорания, высоты первичной зоны сгорания и среднего радиуса поперечной стенки.
На фиг.3 показано относительное изменение промежуточного пространства d в зависимости от углового положения θ, в котором было произведено измерение промежуточного пространства d.
На этой фигуре относительное изменение промежуточного пространства представлено как соотношение между измерением промежуточного пространства d, произведенным локально, и измерением, произведенным на уровне плоскости симметрии Р отражателей.
Точно так же угловое положение θ определяют относительно плоскости симметрии Р отражателей (угол 0° соответствует измерению на плоскости симметрии Р, а угол 10° соответствует измерению на одном из угловых концов отражателя).
Кривые R0, Rint и Rext на этой фиг.3 показывают относительное изменение промежуточного пространства во время работы, соответственно для среднего радиуса 16а, для внутреннего радиуса 16b и для наружного радиуса 16с отражателя 16 (радиусы схематично показаны на фиг.2).
Отмечается, что промежуточное пространство d, отделяющее поперечную стенку от отражателей, меняется сильнее к боковым концам отражателей. В результате охлаждение отражателей оказывается неудовлетворительным.
Согласно изобретению, предусмотрены средства для принудительного направления воздушного потока охлаждения отражателей 16 в радиальном направлении вокруг систем 14 впрыска топлива.
Принудительное направление воздушного потока охлаждения отражателей 16 в радиальном направлении вокруг систем 14 впрыска топлива позволяет достичь равномерного охлаждения по всей поверхности отражателей.
Согласно первому варианту осуществления настоящего изобретения, показанному на фиг.2-4, каждый отражатель 16 содержит, по меньшей мере, два деформированных участка 20, образующих направляющие перегородки для направления охлаждающего воздушного потока.
Эти деформированные участки 20 выполнены радиально по обе стороны от отверстия 17 отражателя, предназначенного для прохождения систем 14 впрыска топлива. В частности, они имеют форму дуги окружности, расположены между радиальными внутренним 16b и наружным 16с концами отражателя и могут быть симметричными относительно радиальной плоскости Р симметрии отражателей.
Деформированные участки 20 располагают таким образом, чтобы центральный поток воздуха, проходящий в радиальном направлении вокруг систем впрыска топлива и ограниченный в боковом направлении двумя деформированными участками, был равен сумме наружных потоков воздуха, проходящих радиально между каждым деформированным участком и соответствующим боковым концом отражателя 16.
Кроме того, деформированные участки 20 предпочтительно выполняют между зонами отражателя, которые не находятся напротив перфорационных отверстий.
Как показано на фиг.4, деформированные участки предпочтительно выполнены в виде желобков 20, которые выполняют, например, путем штамповки на отражателях 16.
В этом случае толщина е желобков 20 (фиг.2) может составлять от 1 до 2 мм. Кроме того, глубину желобков определяют таким образом, чтобы расстояние f между дном желобка 20 и поперечной стенкой 10 (фиг.4) было постоянным (например, порядка 0,3-0,5 мм).
Такие деформированные участки могут также применяться как для поперечных стенок, перфорационные отверстия которых образуют сито с квадратно-гнездовым построением ячеек (ряды отверстий образуют линии в радиальном направлении и в тангенциальном направлении - см. фиг.2), так и для поперечных стенок, перфорационные отверстия которых образуют сито с равносторонним построением ячеек (отверстия расположены в шахматном порядке относительно друг друга).
На фиг.5 и 6 показан другой вариант выполнения средств принудительного направления охлаждающего воздушного потока в радиальном направлении вокруг систем впрыска топлива в соответствии с настоящим изобретением.
Позицией g обозначено расстояние между наружными радиальными концами 10с, 16с соответственно поперечной стенки 10 и отражателей 16, которое измерено на уровне радиальной плоскости симметрии Р отражателей. Расстояние между наружными радиальными концами 10с, 16с соответственно поперечной стенки 10 и отражателей 16, измеренное на уровне боковых концов отражателей, обозначено позицией h.
Поскольку каждый отражатель 16 является симметричным относительно радиальной плоскости Р симметрии, расстояние h является одинаковым на двух боковых концах отражателя.
В варианте выполнения, показанном на фиг.5, каждый отражатель 16 выполнен таким образом, чтобы определенное выше расстояние g превышало расстояние h.
В другом варианте выполнения, показанном на фиг.6, каждый отражатель 16 выполнен таким образом, чтобы расстояние g было меньше расстояния h. Этого можно достичь, например, изогнув наружный радиальный конец 16с отражателей 16.
Независимо от варианта выполнения, такая разность расстояния между наружными радиальными концами соответственно поперечной стенки и отражателей способствует принудительному направлению охлаждающего воздушного потока в радиальном направлении вокруг систем впрыска топлива. Соотношение между расстояниями g и h предпочтительно находится в пределах от 1,5 до 2.
Следует отметить, что такую разницу расстояния можно также предусмотреть для внутренних радиальных концов соответственно поперечной стенки и отражателей. Так, расстояние между внутренними радиальными концами соответственно поперечной стенки и отражателей на уровне радиальной плоскости симметрии отражателей может быть меньшим или большим расстояния на уровне боковых концов отражателей.