камера сгорания газотурбинного двигателя

Формула изобретения

Камера сгорания газотурбинного двигателя, включающая наружный и внутренний корпуса, жаровую трубу в воздушной полости между ними и диффузор на входе с регламентированным срывом потока воздуха и перфорированной отверстиями радиально-конусной стенкой, отличающаяся тем, что стенка выполнена за одно целое с внешним кольцом диффузора с наклоном в сторону жаровой трубы, установлена периферийным кольцевым ребром на внутреннем кольцевом ребре наружного корпуса с возможностью их взаимного осевого перемещения, а отверстия в стенке выполнены с переменным по величине диаметром, причем d/d₁=1,5-2,5, где d - диаметр наибольшего из отверстий; d₁ - диаметр наименьшего из отверстий.

Описание изобретения к патенту

Изобретение относится к камерам сгорания газотурбинных двигателей авиационного и наземного применения.

Известна камера сгорания газотурбинного двигателя, входной диффузор которой для уменьшения потерь полного напора вытекающего из компрессора воздуха выполнен с профилированным изоградиентным изменением площади проходного сечения [С.А.Вьюнов. Конструкция и проектирование авиационных газотурбинных двигателей, Москва, «Машиностроение», 1981, стр.401, рис.8.8а].

Недостатком такой конструкции является увеличенная длина диффузора и камеры сгорания в целом.

Наиболее близкой к предложенной является конструкция камеры сгорания с диффузором, выполненным с короткой безотрывной частью и регламентированным срывом потока воздуха при внезапном расширении на уступах внутренней стенки и внешнего кольца, причем внешнее кольцо диффузора на его выходе жестко соединено с наружным корпусом камеры сгорания радиально конусной стенкой с образованием кольцевой замкнутой полости, соединенной на входе с воздушной полостью камеры сгорания через отверстия в радиально-конусной стенке [С.А.Вьюнов. Конструкция и проектирование авиационных газотурбинных двигателей, Москва, «Машиностроение», 1981, стр.401, рис.8.22].

Недостатком известной конструкции, принятой за прототип, является низкая надежность из-за термических напряжений в радиально-конусной стенке, возникающих в результате разницы термических деформаций внешнего кольца диффузора и наружного корпуса камеры сгорания.

Отбор воздуха из полости, ограниченной радиально-конусной стенкой, приводит к изменению поля давления воздуха на входе в жаровую трубу камеры сгорания, что в свою очередь ухудшает равномерность поля давления и температурного поля газа на выходе из камеры сгорания, снижая ее надежность.

Техническая задача, которую решает изобретение, заключается в повышении надежности путем исключения термических напряжений между наружным корпусом камеры сгорания и внешним кольцом диффузора, а также путем выравнивания поля давления на входе в жаровую трубу.

Сущность изобретения заключается в том, что в камере сгорания газотурбинного двигателя, включающей наружный и внутренний корпуса, жаровую трубу в воздушной полости между ними и диффузор на входе с регламентированным срывом потока воздуха и перфорированной отверстиями радиально-конусной стенкой, согласно изобретению стенка выполнена за одно целое с внешним кольцом диффузора с наклоном в сторону жаровой трубы, образуя полость отборов, установлена периферийным кольцевым ребром на внутреннем кольцевом ребре наружного корпуса с возможностью их взаимного осевого перемещения, а отверстия в стенке выполнены с переменным по величине диаметром, причем d/d₁=1,5-2,5, где

d - диаметр наибольшего из отверстий;

d₁ - диаметр наименьшего из отверстий.

В современных газотурбинных двигателях выполняются существенные отборы воздуха из-за компрессора на самолетные нужды, а также на охлаждение турбины (не показано). С целью получения максимального давления эти отборы осуществляются не за компрессором, а за диффузором камеры сгорания, в котором часть кинетической энергии потока воздуха на выходе из компрессора преобразуется в прирост статического давления этого воздуха.

Однако местные отборы воздуха на самолетные нужды и охлаждение турбины могут вызвать местные снижения давления воздуха на входе в жаровую трубу, что приведет к повышенной неравномерности поля давления и температурного поля газа в жаровой трубе и поломке камеры сгорания или турбины. Для выравнивания поля давления воздуха по диаметру в окружном направлении в местах отбора воздуха на самолетные нужды или на охлаждение турбины отверстия выполнены минимальными по диаметру, а отверстия, наиболее удаленные от мест отбора, выполнены с максимальным диаметром.

При d/d ₁<1,5 будет снижаться надежность из-за уменьшения давления воздуха на входе в жаровую трубу в месте отбора воздуха на самолетные нужды или на охлаждение турбины, а при d/d₁>2,5 - из-за уменьшения давления воздуха на входе в жаровую трубу в месте максимально удаленном от места отбора воздуха на самолетные нужды или на охлаждение турбины.

Выполнение конусной стенки за одно целое с внешним кольцом диффузора с наклоном в сторону жаровой трубы позволяет уменьшать статические и динамические напряжения в стенке кольца диффузора, повышая надежность конструкции.

Установка стенки своим периферийным кольцевым ребром на внутреннем кольцевом ребре наружного корпуса с возможностью их взаимного осевого перемещения позволяет снижать напряжения при термических деформациях, возникающих в наружном корпусе и внешнем кольце диффузора при работе двигателя.

Изобретение проиллюстрировано следующими фигурами.

На фиг.1 представлен продольный разрез камеры сгорания газотурбинного двигателя заявляемой конструкции.

На фиг.2 показан элемент I на фиг.1 в увеличенном виде, на фиг.3 - вид А на фиг.2.

Камера сгорания 1 газотурбинного двигателя состоит из наружного корпуса 2 и внутреннего корпуса 3 с размещенными в воздушной полости 4 между ними трубчатыми жаровыми трубами 5 с кольцевым газосборником 6. На входе в жаровые трубы 5 установлен диффузор 7 с регламентированным срывом потока, состоящий из внутренней стенки 8 и внешнего кольца 9. На выходе 10 диффузора 7 на внешнем кольце 9 выполнена конусная стенка 11 с наклоном в сторону жаровых труб 5, отделяющая замкнутую кольцевую полость 12 отбора воздуха на самолетные нужды и охлаждение турбины от воздушной полости 4 с жаровыми трубами 5.

Полость 12 соединена на входе с воздушной полостью 4 множеством отверстий 13 в конусной стенке 11, которые выполнены в окружном направлении различными по диаметру.

На периферии конусной стенки 11 выполнено кольцевое ребро 14, контактирующее по поверхности 15 с внутренним кольцевым ребром 16 на наружном корпусе 2 с возможностью их взаимного осевого перемещения.

На выходе кольцевая замкнутая полость 12 соединена с трубами 17 отбора воздуха на самолетные нужды и охлаждение турбины (не показано) через отверстия 18 с фланцами 19 наружного корпуса 2.

Камера сгорания работает следующим образом.

При работе газотурбинного двигателя из кольцевой замкнутой полости 12 трубами 17 производится отбор значительного количества воздуха на самолетные нужды и на охлаждение турбины, что может приводить к ухудшению равномерности поля давления воздуха перед жаровыми трубами 5, повышению неравномерности температурного поля газа на выходе из жаровых труб 5 и снижению надежности камеры сгорания 1 из-за ее прогара. Однако этого не происходит, так как отверстия 13 способствуют выравниванию поля давления на входе в жаровые трубы 5. При термических деформациях наружного корпуса 2 и внешнего кольца 9 диффузора 7 происходит их взаимное осевое перемещение, снижающее напряжения, повышая надежность работы камеры сгорания.