камера сгорания газотурбинного двигателя

Формула изобретения

1. Камера сгорания газотурбинного двигателя, содержащая диффузор с воздушной полостью и жаровую трубу с газовой полостью, имеющую стенки, образованные двуслойными сегментами, имеющими на наружной поверхности слоя, обращенного к газовой полости, охлаждающие камеры, вход в первую из которых подключен к воздушной полости, а выход из последней к газовой, отличающаяся тем, что охлаждающие полости выполнены в форме циклонов, соединенных между собой тангенциально расположенными каналами, причем ось циклонов перпендикулярна охлаждаемому слою, а слои сегментов соединены между собой телескопически.

2. Камера по п.1, отличающаяся тем, что поперечное сечение циклонов выполнено в форме окружности.

Описание изобретения к патенту

Изобретение относится к газотурбинным двигателям (ГТД), а более конкретно к камерам сгорания ГТД.

Известна камера сгорания двигателя Д-30 с конвективно-пленочной системой охлаждения жаровой трубы (см. например, техническое описание "Авиационный двухконтурный турбореактивный двигатель Д-30". М. Машиностроение, 1971, с. 50-51, рис.44).

Такая конструкция отличается малым весом и технологичностью, но имеет низкую эффективность системы охлаждения хладоресурс охлаждающего воздуха в этой жаровой трубе используется лишь на 5%

Наиболее близкой по технической сущности к заявляемому изобретению является камера сгорания ГТД [2] содержащая диффузор с воздушной полостью и жаровую трубу с газовой полостью, имеющую стенки, образованные двухслойными сегментами, имеющими на наружной поверхности слоя, обращенного к газовой полости, охлаждающие камеры, вход в первую из которых подключен к воздушной полости, а выход из последней к газовой.

Недостатком известной камеры сгорания, принятой за прототип, является недостаточная эффективность охлаждения и наличие термических напряжений.

Задачей изобретения является повышение эффективности охлаждения жаровой трубы и исключение термических напряжений.

На фиг. 1 изображен продольный разрез камеры сгорания ГТД; на фиг. 2 - вид А на стенку жаровой трубы камеры сгорания в увеличенном виде; на фиг. 3

сечение Б-Б по последовательно соединенным циклонным полостям в стенке жаровой трубы; на фиг. 4 изображена охлаждаемая матрица шестиугольной конфигурации; на фиг. 5 охлаждаемая матрица ромбической конфигурации.

Камера сгорания 1 состоит из диффузора 2 с расположенной в его воздушной полости 3 жаровой трубой 4, состоящей из отдельных сегментов 5, закрепленных с помощью радиальных стоек 6 на диффузоре 2. Каждый сегмент 5 выполнен двухслойным и состоит из несущего сегмента 7, обращенного к газовой полости 8 и тонкостенного дефлектора 9, обращенного к воздушной полости 3 камеры сгорания. Дефлектор 9 закреплен телескопически на несущем сегменте 7 с помощью заклепок 10 и шайб 11. Зазоры, имеющиеся между стержнем заклепки 10 и посадочным отверстием в дефлекторе 9, позволяют взаимно расширяться при нагревании дефлектору 9 и сегменту 7 без образования термических напряжений. Кроме того, дефлектор 9 прижат перепадом P охлаждающего воздуха к сегменту 7. В дефлекторе 9 выполнено входное отверстие 12, соединяющее входную циклонную полость 14 с воздушной полостью 3, а в сегменте 7 выполнено выходное отверстие 13, соединяющее с газовой полостью 8 жаровой трубы выходную циклонную полость 15. Входная циклонная полость 14 и выходная полость 15 соединены через промежуточную циклонную полость 16 с помощью тангенциальных каналов 17. Каждая циклонная полость имеет донышко 18 и боковую стенку 19. Поток газа 20, текущий в газовой полости 8, омывает поверхность 21 сегмента, обращенного к газу. Для повышения эффективности охлаждения оси окружностей, вписанных в поперечное сечение циклонных полостей, выполнены перпендикулярно охлаждаемой поверхности 21. Входной и выходной каналы в промежуточной полости должны быть максимально разнесены по направлению вращения охлаждающего воздуха для образования устойчивого вихревого движения в этой полости.

Работает устройство следующим образом. Охлаждающий воздух из полости 3 через входное отверстие 12 поступает во входную циклонную полость 14, охлаждая за счет лобового натекания донышко 18 циклонной полости. Далее, по тангенциальным каналам 17 охлаждающий воздух поступает в промежуточную циклонную полость 16, в которой совершает многократное вращение, охлаждая донышко 18 и боковую поверхность 19 циклонной полости. Из промежуточной полости 16 через тангенциальный канал 17 воздух поступает в выходную циклонную полость 15, в которой также совершает многократное вращение. Далее, воздух через выходные отверстия 13 истекает в газовую полость 8, образуя на охлаждаемой поверхности 21 заградительную пленку.

В зависимости от располагаемого перепада давления охлаждающего воздуха и потребной эффективности охлаждения, количество промежуточных и выходных циклонных полостей, соединенных тангенциальными каналами с входной циклонной полостью, может быть различным. Поэтому охлаждаемая матрица, составленная из этих полостей, может иметь различную геометрическую конфигурацию. Например, матрица на фиг. 2 имеет треугольную конфигурацию, а матрица на фиг. 4 - шестиугольную. Матрица на фиг. 5 имеет ромбическую конфигурацию.

Циклонные полости для уменьшения гидравлического сопротивления должны иметь поперечное сечение в форме окружности.

Источники информации

1. Техн. описание "Авиационный двухконтурный турбореактивный двигатель Д-30". М. Машиностроение, 1971, с.50-51, рис.44.

2. Патент США N 4916905, кл.F 23 R 3/06, опубл.1990.