RU2301351C2

RU2301351C2 - Газотурбинный двигатель и его центральная ступень и форсажная камера

Info

Publication number: RU2301351C2
Application number: RU2004107443/06A
Authority: RU
Inventors: Джон М. БОННЕЛЛ (US); Джон М. БОННЕЛЛ; Джон Р. БУЭЙ (US); Джон Р. БУЭЙ
Original assignee: Юнайтид Текнолоджиз Копэрейшн
Priority date: 2003-03-13
Filing date: 2004-03-15
Publication date: 2007-06-20
Also published as: TWI247075B; CN1538047A; IL160830A0; JP2004278530A; US20040177616A1; EP1457738A2; TW200426301A; US6968694B2; IL160830A; NO20041064L; PL365623A1; DE602004026953D1; EP1457738A3; KR100582979B1; EP1457738B1; CA2458280A1; SG115625A1; JP3939704B2; RU2004107443A; AU2004200934A1

Abstract

Газотурбинный двигатель снабжен центральной ступенью, расположенной в газовом тракте двигателя, и имеет вышерасположенную по направлению основного газового потока часть и нижерасположенную часть, сходящуюся в радиальном направлении, и стабилизатором пламени. Стабилизатор пламени расположен в газовом тракте за пределами центральной ступени. Центральная часть содержит средство изменения направления предварительного потока, расположенное в зоне вышерасположенного по направлению основного газового потока края указанной сходящейся в радиальном направлении нижерасположенной части и имеющее поверхность, выполненную расходящейся по направлению течения основного газового потока. Изобретение направлено на обеспечение эффективного и надежного поджига форсажной камеры сгорания. 3 н. и 7 з.п. ф-лы, 4 ил.

Description

Область техники, к которой относится изобретение

Данное изобретение относится к турбинным двигателям и, в частности, к форсажным камерам газотурбинных двигателей. Изобретение сделано при поддержке Правительства США по контракту F33657-91-C-0007 с ВВС США. Правительство США имеет определенные права на это изобретение.

Уровень техники

Существует ряд конструкций форсажных камер или устройств для увеличения тяги газотурбинных двигателей. Обычно газы, выходящие из турбины, обтекают центральную часть форсажной камеры. Вблизи центральной части в поток вводят дополнительное топливо, которое воспламеняют для получения добавочной тяги. В некоторых конструкциях центральную часть форсажной камеры объединяют с центральной ступенью турбины. В других конструкциях центральную часть форсажной камеры отделяют от центральной ступени турбины соплом, охватывающим пространство между ними. Такие удаленные форсажные камеры используют в военной технике, когда желательно разместить двигатель достаточно далеко впереди выхлопного сопла.

Известен, например, газотурбинный двигатель, содержащий форсажную камеру, внутри которой имеются элементы кольцевой формы, расположенные в потоке вокруг центральной оси, а также центральную ступень и стабилизатор пламени. Эта конструкция обеспечивает хорошее смешивание вторичного и первичного потоков воздуха и окислительного воздуха с выхлопными газами и топливом, а также защиту от нестабильности горения благодаря наличию набора различных воздушных проходов. Однако исходя из необходимости экономии топлива и снижения износа деталей, форсажный режим работы двигателя используют только в определенных обстоятельствах. По этой причине эффективный и надежный поджиг форсажной камеры в военном применении является весьма критичным, и он учитывается в балансе при разработке иных улучшений характеристик двигателя.

Раскрытие изобретения

Соответственно с вышеизложенным один аспект изобретения касается газотурбинного двигателя, в котором центральная ступень расположена в газовом тракте двигателя и имеет устройство факела выхлопных газов, расположенное по газовому потоку ниже, чем ее направляющее устройство, расположенное по названному потоку выше. Стабилизатор пламени располагается в газовом потоке за пределами центральной ступени. Направляющее устройство снабжается первой (приемной поверхностью), расходящейся в направлении газового потока. В различных вариантах конструкции, форма первой поверхности выполняется в конфигурации усеченного конуса (конической призмы). Направляющее устройство может включать в себя канал с вышерасположенной по потоку и нижерасположенной по потоку кромками. Основание канала располагается на глубине 25÷75 мм в пространстве, замкнутом вышерасположенной по потоку и нижерасположенной по потоку кромками. Канал может служить средством направления потока в направляющем устройстве таким образом, чтобы создать более обширное перемешивание, эффективное для поддержания распространения пламени в радиальном направлении за пределы направляющего устройства, вдоль стабилизатора пламени. Центральная ступень может быть снабжена несколькими воздуховодами, доставляющими воздушные струи в радиальном направлении за пределы центральной ступени в зону нижерасположенной по потоку кромки. Могут предусматриваться форсунки, расположенные на внутренних концах распылительных направляющих, простирающихся сквозь элементы стабилизатора пламени. Также могут предусматриваться воспламенители, расположенные в элементах воспламенения топлива, поступаемого от одной из соответствующих форсунок.

В соответствии с другим аспектом изобретение касается центральной ступени газотурбинного двигателя, размещаемой вдоль его центральной оси от нижерасположенной по направлению основного потока части двигателя до вышерасположенной части и имеющей расположенные сверху вниз по направлению основного потока носовую часть, расходящуюся в радиальном направлении переднюю поверхность, верхнюю часть, направляющее устройство и сходящееся в радиальном направлении устройство факела выхлопных газов. Направляющее устройство имеет вышерасположенную по направлению основного потока поверхность, сходящуюся в радиальном направлении, базовую поверхность и нижерасположенную по направлению основного потока поверхность, расходящуюся в радиальном направлении. В различных реализациях изобретения могут присутствовать воздуховоды, расположенные в зоне нижерасположенной по направлению основного потока поверхности направляющего устройства и выполняющие функции доставки воздушных струй в радиальном направлении за пределы центральной ступени и расширения возможностей рециркуляции потока в направляющем устройстве.

Другим аспектом изобретения является форсажная камера газотурбинного двигателя, содержащая стабилизатор пламени, расположенный в газовом тракте двигателя, и центральную часть, расположенную в газовом тракте в основном вдоль него и имеющую носовую часть, вышерасположенную по направлению основного газового потока, устройство факела выхлопных газов, нижерасположенное по направлению основного газового потока, и средство изменения направления предварительного потока, расширения зоны перемешивания и обеспечения распространения пламени в радиальном направлении наружу вдоль стабилизатора пламени. Форсажная камера может дополнительно содержать форсунку и воспламенитель. Средство изменения направления включает в себя углубление в центральной части. Форсунка устанавливается внутри стабилизатора пламени с возможностью направления топлива в углубление, а воспламенитель - внутри стабилизатора пламени с возможностью поджига указанного топлива.

Подробности вариантов выполнения изобретения приведены в нижеследующем описании и прилагаемых чертежах.

Перечень чертежей и иных материалов

На фиг.1 схематически показано продольное сечение авиационной силовой установки.

На фиг.2 схематически показана часть продольного сечения первой форсажной камеры, предназначенной для использования в силовой установке, изображенной на фиг.1.

На фиг.3 схематически показана часть продольного сечения второй форсажной камеры, предназначенной для использования в силовой установке, изображенной на фиг.1.

На фиг.4 схематически показана часть продольного сечения третьей форсажной камеры, предназначенной для использования в силовой установке, изображенной на фиг.1.

Одни и те же элементы на различных чертежах имеют схожие ссылочные номера и обозначения.

Осуществление изобретения

На фиг.1 представлена силовая установка 20, имеющая продольную ось 500. В направлении движения газового потока в силовую установку входят основная часть газотурбинного двигателя 22, имеющего нижерасположенный по направлению потока выходной (выхлопной) кожух 24 турбины (TEC - turbine exhaust case). Образующее полый канал продолжение (удлинение) 26 проходит от выходного кожуха 24 турбины до соединения с кожухом 30 форсажной камеры 32. Устройство 34 сопла с управлением (поворотом) вектором тяги расположено ниже по направлению потока относительно кожуха 30. Форсажная камера 32 содержит центральную часть 38, закрепленную в газовом потоке с помощью стабилизаторов 40 пламени.

Центральная часть 38 выполнена в основном симметрично относительно оси 500. Она имеет переднюю вершину 50, от которой в направлении назад простирается непрерывно изогнутая выпуклая передняя часть или оживальная часть (часть, имеющая форму стрельчатого свода) 52 до тех пор, пока она достигает продольной или почти продольной переходной области 54, прилегающей к стабилизаторам 40 пламени. В задней части переходной области поверхность центральной части образует направляющий канал 56. Поверхность 58 устройства факела выхлопных газов простирается в направлении назад от направляющего канала до самой крайней точки центральной части.

На фиг.2 более детально представлен пример выполнения направляющего канала. Этот канал выполнен кольцевым в виде поверхности усеченного конуса 60, пролегающей в направлении назад (вниз по направлению потока) и в радиальном направлении вовнутрь от пересечения с поверхностью 54. Поверхность 60 образует переднюю (вышерасположенную по направлению потока) стенку кольцевого канала со стыком, образующим переднюю кромку. Внутренняя закраина поверхности 60 стыкуется с продольной поверхностью 62, пролегающей в направлении назад от стыка с поверхностью 60 и образующей дно канала (базовую поверхность). Еще одна поверхность 64 в виде поверхности усеченного конуса простирается назад и в радиальном направлении наружу от стыка с поверхностью 62 и образует заднюю стенку канала. Поверхность 64 стыкуется с продольной кромочной поверхностью 66, расположенной в направлении назад от стыка с поверхностью 64, и образует заднюю кромку канала. Поверхность 66 образует переход к поверхности 58 устройства факела выхлопных газов. Струя 70 топлива поступает в направляющий канал через топливную форсунку 72 в соответствующем трубопроводе (проходе). В приведенном примере трубопровод представлен в виде распылительной направляющей 80, встроенной в конструкцию 82 стабилизатора пламени. Распылительная направляющая 80 имеет группу боковых сопел (не показаны), направляющих струи топлива по обе стороны конструкции 82 стабилизатора пламени. Топливная форсунка 72 у края распылительной направляющей 80 установлена под углом. Направляющий канал предназначен для того, чтобы в процессе работы отклонять в основном рециркулирующий предварительный поток 600 от основного (главного) потока 602. Струя 70 топлива вводится в поток 600, и затем с помощью электрической искры от соответствующего воспламенителя 84 возбуждается процесс горения. Топливо подается также и в основной поток 602 через боковые форсунки канала впрыска топлива, упомянутые выше. Уже прогоревшая или горящая топливно-воздушная смесь в потоке 600 распространяется по направляющему каналу 56 и обеспечивает стабилизацию и распространение пламени в радиальном направлении наружу к конструкциям 82 стабилизатора пламени. В альтернативном варианте центральная часть может быть снабжена несколькими воздуховодами 90 для выброса воздушных струй 606. В приведенном в качестве примера варианте выполнения изобретения введено кольцо таких воздуховодов, имеющих выход у поверхности 66. Воздуховоды 90 могут снабжаться воздухом от одного или нескольких каналов (не показаны), проходящих сквозь или вдоль стабилизатора пламени к центральной части впереди направляющего канала. Воздушные струи служат для усиления циркуляции потока 600.

На фиг.3 представлен альтернативный вариант выполнения направляющего канала 156, который, с одной стороны, аналогичен направляющему каналу 56, но при этом задняя стенка 164 канала существенно ближе к радиальному направлению, а поверхность 162, соответствующая по направлению поверхности 62, простирается до пересечения с поверхностью 164. Радиальная ориентация поверхности 164 может давать дополнительное усиление процесса рециркуляции.

На фиг.4 представлен направляющий канал 256, в котором ступенчатые переходы поверхностей 62 и 64 направляющего канала заменены на одну поверхность 263, имеющую вид усеченного конуса. Кроме того, поверхность 266 кромки расположена относительно глубже в радиальном направлении, чем поверхность 66, так что она располагается в радиальном направлении глубже переходной поверхности 254. Такая конфигурация может быть использована для уменьшения веса и/или увеличения износостойкости конструкции.

Были представлены несколько вариантов реализации настоящего изобретения. Тем не менее понятно, что могут быть выполнены различные модификации, не выходящие за рамки настоящего изобретения. Например, предлагаемый в изобретении направляющее устройство может быть использовано при модернизации или переработке других существующих двигателей. В этих случаях под влиянием конструктивных решений, заложенный в существующий двигатель, направляющему устройству могут быть приданы различные особенности. При любом исполнении соображения стабильности могут быть рассмотрены в балансе с другими характеристиками, что может повлиять на детали возможного исполнения конструкции. Соответственно, другие варианты выполнения могут быть охвачены притязаниями, изложенными в нижеследующей формуле изобретения.

Claims

1. Газотурбинный двигатель, снабженный центральной ступенью, расположенной в газовом тракте двигателя и имеющей вышерасположенную по направлению основного газового потока часть и нижерасположенную часть, сходящуюся в радиальном направлении и стабилизатором пламени, расположенным в газовом тракте за пределами центральной ступени, отличающийся тем, что центральная ступень содержит средство изменения направления предварительного потока, расположенное в зоне вышерасположенного по направлению основного газового потока края указанной сходящейся в радиальном направлении нижерасположенной части и имеющее поверхность, выполненную расходящейся по направлению течения основного газового потока.

2. Двигатель по п.1, отличающийся тем, что указанная поверхность выполнена в виде поверхности усеченного конуса.

3. Двигатель по п.1, отличающийся тем, что средство изменения направления предварительного потока содержит канал, имеющий вышерасположенную и нижерасположенную по направлению основного газового потока кромки и основание канала, расположенное на глубине от 25 до 75 мм в пространстве, замкнутом вышерасположенной по потоку и нижерасположенной по потоку кромками.

4. Двигатель по п.3, отличающийся тем, что центральная ступень дополнительно содержит группу воздуховодов, расположенных в зоне нижерасположенной по направлению основного газового потока кромки с возможностью направления струй воздуха в радиальном направлении за пределы центральной ступени.

5. Двигатель по п.1, отличающийся тем, что он дополнительно содержит группу топливных форсунок, а стабилизатор пламени содержит распылительные направляющие, простирающиеся сквозь элементы стабилизатора пламени, при этом форсунки установлены на внутренних концах названных распылительных направляющих.

6. Двигатель по п.5, отличающийся тем, что он дополнительно содержит группу воспламенителей, расположенных в элементах стабилизатора пламени с возможностью поджига топлива из соответствующей топливной форсунки.

7. Центральная ступень газотурбинного двигателя, имеющая вышерасположенную по направлению основного потока двигателя часть и нижерасположенную часть, сходящуюся в радиальном направлении, отличающаяся тем, что она снабжена средством изменения направления предварительного потока, расположенным ниже по направлению основного потока указанной вышерасположенной части, расходящейся в радиальном направлении, и выше указанного нижерасположенной части, и имеющим вышерасположенную по направлению основного потока поверхность, сходящуюся в радиальном направлении, базовую поверхность и нижерасположенную по направлению основного потока поверхность, расходящуюся в радиальном направлении.

8. Ступень по п.7, отличающаяся тем, что она дополнительно содержит группу воздуховодов, установленных в зоне нижерасположенной по направлению основного потока поверхности средства изменения направления предварительного потока с возможностью направления струй воздуха в радиальном направлении за пределы центральной ступени и усиления рециркуляции потока в указанном средстве.

9. Форсажная камера газотурбинного двигателя, содержащая стабилизатор пламени, расположенный в газовом тракте двигателя, и центральную ступень, расположенную в газовом тракте в основном вдоль него и имеющую вышерасположенную по направлению основного газового потока часть и нижерасположенную часть, сходящуюся в радиальном направлении, отличающаяся тем, что центральная ступень содержит средство изменения направления предварительного потока, и обеспечения распространения пламени в радиальном направлении наружу вдоль стабилизатора пламени.

10. Форсажная камера по п.9, отличающаяся тем, что она дополнительно содержит форсунку и воспламенитель, причем средство изменения направления предварительного потока включает в себя канал в виде углубления, выполненного в центральной ступени, при этом форсунка установлена внутри стабилизатора пламени с возможностью направления топлива в углубление, а воспламенитель установлен внутри стабилизатора пламени с возможностью поджига указанного топлива.