УСТРОЙСТВО ДЛЯ ВПРЫСКА ТОПЛИВОВОЗДУШНОЙ СМЕСИ, КАМЕРА СГОРАНИЯ И ГАЗОТУРБИННЫЙ ДВИГАТЕЛЬ, СНАБЖЕННЫЙ ТАКИМ УСТРОЙСТВОМ

Изобретение относится к области газотурбинных двигателей и касается устройства для впрыска топливовоздушной смеси в камеру сгорания газотурбинного двигателя.

Более конкретно, оно касается устройства для впрыска с двумя потоками топлива и относится к новой трубке Вентури, форма которой позволяет улучшить горючую смесь.

В дальнейшем в описании термины “на входе” или “на выходе” приведены для описания расположения одних структурных элементов относительно других в осевом направлении, приняв в качестве ориентира направление потока газа. Кроме того, термины “внутренний” или “радиально внутренний” и “внешний” или “радиально внешний” будут использоваться для описания расположения одних структурных элементов относительно других в радиальном направлении, приняв в качестве ориентира ось вращения газотурбинного двигателя.

Газотурбинный двигатель содержит один или множество компрессоров, подающих воздух под давлением в камеру сгорания, где воздух смешивается с топливом и поджигается для образования горячих продуктов горения. Эти газы выходят из камеры сгорания к одной или нескольким турбинам, которые преобразуют полученную энергию для приведения во вращение одного или нескольких компрессоров и совершения необходимой работы, например электрификации самолета.

Обычно камера сгорания, используемая в аэронавтике, содержит внутреннюю стенку и внешнюю стенку, связанные между собой на входе дном камеры. Дно камеры, выполненное пространственно в виде круга, содержит множество отверстий, в каждом из которых расположено устройство для впрыска топливовоздушной смеси в камеру. Каждое устройство для впрыска содержит, в частности, инжектор топлива, радиальные спирали, трубку Вентури, смесительную емкость и дефлектор, соединенные между собой, при этом дно камеры установлено на дефлекторе.

Камера сгорания питается жидким топливом, смешиваемым с воздухом, выходящим их компрессора. Жидкое топливо подается в камеру инжекторами, в которых топливо испаряется в туман из мельчайших капелек. Это испарение начинается на уровне инжектора от жиклеров и продолжается на уровне трубки Вентури и смесительной емкости благодаря воздуху, поступающему под давлением из компрессора. Этот воздух под давлением проходит, с одной стороны, по радиальным спиралям устройства для впрыска для вращения потока распыленного инжектором топлива и, с другой стороны, через отверстия, выполненные в различных элементах устройства для впрыска, таких как смесительная камера.

Существует много типов инжекторов: инжекторы с одним питающим потоком топлива и инжекторы с двумя потоками топлива.

В случае инжекторов с двумя потоками топлива первый поток, называемый первичным или замедленным потоком, необходим только для запуска газотурбинного двигателя и первого замедленного режима вращения газотурбинного двигателя. Второй поток, называемый вторичным или потоком полного газа, начинает работать между первым замедленным режимом вращения газотурбинного двигателя и режимом вращения, соответствующего полному газу, то есть в режиме наиболее высоких оборотов газотурбинного двигателя.

Впрыск топлива в камеру сгорания может быть прямым и косвенным. Он называется прямым, когда топливо не встречает никаких препятствий между выходом из инжектора и камерой сгорания. Он называется косвенным, когда топливо встречается с каким-либо объектом между выходом из инжектора и входом в камеру сгорания. Обычно этим объектом является трубка Вентури устройства для впрыска.

Как показано в патенте FR 2753779, угол раскрытия конуса первичного потока топлива обычно определяется таким образом, что топливо не встречает никогда трубку Вентури и что впрыск первичного потока является прямым, тогда как впрыск вторичного потока является косвенным и топливо поступает в трубку Вентури на выходе из инжектора. Такое расположение позволяет избежать негативных эффектов, наблюдаемых в случае, когда слой первичного потока топлива попадает также в трубку Вентури. Этими негативными эффектами являются неисправимое увеличение угла раскрытия слоя топлива на выходе из трубки Вентури и увеличение размера его капель. Это вызывает выброс неиспаренного топлива на стенки камеры сгорания и образование значительных количеств моноксида углерода и несгоревших углеводородов.

Однако вследствие того что впрыск первичного потока является прямым, то при работе только первичного потока трубка Вентури не соприкасается с топливом и, следовательно, не охлаждается, но когда работают оба потока - первичный и вторичный - это происходит. Таким образом, трубка Вентури испытывает значительные температурные колебания, способствующие коксованию.

Задачей изобретения является уменьшение колебаний температурных воздействий на трубку Вентури и уменьшение ее коксования.

Для решения этой задачи в изобретении предлагается устройство для впрыска, содержащее трубку Вентури, геометрия которой такова, что, будучи объединенной с жиклером, угол пульверизации которого находится в определенных рамках, она слегка накрывается слоем выходящего из жиклера первичного потока топлива.

Таким образом, было установлено, что в отличие от приводимых в патенте FR 2753779 гипотез, несмотря на появление значительных негативных эффектов при встрече слоя топлива первичного потока с трубкой Вентури, эти эффекты незначительны по сравнению с положительным эффектом, в частности уменьшением коксования, когда воздействие является слабым.

Изобретение главным образом касается системы питания топливом камеры сгорания газотурбинного двигателя, которая содержит:

- топливный инжектор с двойным потоком, предназначенный для впрыска первичного потока топлива, поступающего по первичной цепи топливного питания, и вторичного потока топлива, поступающего по вторичной цепи питания топливом,

при этом первичный поток топлива формирует конус топлива, образуемый первичным и вторичным потоками топлива,

- устройство для впрыска топлива, выходящего из инжектора, имеющее вращательную симметрию и содержащее размещенные на входе и на выходе по направлению поступления топлива скользящую траверсу, в центре которой размещен инжектор, радиальные спирали, связанные выходными концами со смесительной камерой, радиальные спирали, содержащие трубку Вентури с внутренней стенкой с развитым профилем, содержащим входную сходящуюся часть, связанную с выходной расходящейся частью переходной зоной, при этом трубка Вентури имеет также длину, форму и осевое положение, чтобы конус топлива первичного потока накрывал трубку Вентури, причем конус топлива на выходе из трубки Вентури имеет полуугол с вершиной β между 30 и 40 градусами и содержит первую центральную часть и вторую периферическую часть, причем первая центральная часть формирует конус с полууглом при вершине α0, являющийся касательным в точке А0 к выходной расходящейся части трубки Вентури с α0 меньше β, вторая периферическая часть образует конус, значение полуугла которого на максимуме выхода из инжектора составляет от α0 до β, а конус слоя топлива на выходе из инжектора накрывает внутреннюю стенку трубки Вентури по поверхности выше точки (А0) касания до точки А1, при этом точка А1 размещена выше минимального внутреннего диаметра трубки Вентури.

α0 составляет предпочтительно от 20 до 30 градусов.

Предпочтительно, чтобы точка А0 касания между конусом первой центральной части (83а) слоя (83) топлива и выходной расходящейся части (51b) трубки (50) Вентури определялась ее расстоянием L0 относительно внешней выходной части инжектора (80) и расстоянием R0 относительно оси (Y) устройства для впрыска, при этом L0 и R0 определяются из соотношения 1,8<L0/R0<2,2.

Предпочтительно, чтобы точка А1, определяющая на входе поверхность покрытия слоем (83) трубки (50) Вентури, определялась ее расстоянием L1 от внешней выходной части инжектора (80) и расстоянием R1 относительно оси (Y) устройства для впрыска, при этом R1 равно R0, а L1 и R1 удовлетворяют выражениям R0=R1 и 1,2<L1/R1<1,5.

Кроме того, изобретение касается также камеры сгорания, содержащей внутреннюю стенку, наружную стенку, дно камеры, которая снабжена системой питания топливом.

Изобретение касается также газотурбинного двигателя, снабженного такой камерой сгорания.

В дальнейшем изобретение поясняется нижеследующим описанием, не являющимся ограничительным, со ссылками на сопровождающие чертежи, в числе которых:

Фиг.1 изображает в разрезе схему газотурбинного двигателя, а точнее - турбореактивного двигателя;

Фиг.2 - схему в разрезе входной части камеры сгорания, снабженной устройством для впрыска согласно изобретению;

Фиг.3 и Фиг.4 - схемы в разрезе устройства для впрыска согласно изобретению.

На Фиг.1 показан вид в разрезе газотурбинного двигателя 1, например турбореактивного двигателя самолета, который содержит компрессор 2 низкого давления, компрессор 3 высокого давления, камеру 4 сгорания, турбину 5 низкого давления и турбину 6 высокого давления. Камера 4 сгорания может быть кольцевого типа и ограничена двумя кольцевыми стенками 7, расположенными радиально относительно оси Х вращения турбореактивного двигателя и соединенными входной частью с дном кольцевой камеры 8. Дно камеры 8 содержит множество (не показанных на чертеже) отверстий, равномерно распределенных по окружности. В каждом из отверстий установлено устройство для впрыска. Горючие газы поступают далее ниже в камеру 4 сгорания и питают затем турбины 5 и 6, которые приводят во вращение соответственно компрессоры 2 и 3, размещенные на входе у дна камеры 8 сгорания и приводимые во вращение валами 9 и 10. Компрессор 3 высокого давления подает воздух в устройства для впрыска и в два кольцевых пространства, размещенных радиально соответственно внутри и снаружи камеры 4 сгорания. Воздух, поступающий в камеру 4 сгорания, участвует в испарении топлива и его сгорании. Воздух, циркулирующий снаружи камеры 2 сгорания, участвует в охлаждении ее стенок и проникает в камеру через отверстия (не показанные на чертеже) для разбавления и охлаждения выхлопных газов, поступающих к турбине.

На Фиг.2 показан в разрезе вариант реализации устройства 10 для впрыска согласно изобретению. Устройство 10 для впрыска, вращательная ось симметрии которого обозначена как Y, содержит расположенный от входа к выходу инжектор 80, размещенный в центре скользящей траверсы 20, связанной кольцевой манжетой 30 с радиальными спиралями 40. Радиальные спирали 40 содержат трубку 50 Вентури и связаны своими выходными концами со смесительной емкостью 60 с расходящейся конической стенкой. Смесительная емкость 60 сама связана с дном камеры 8 дефлектором 70.

Камера сгорания 4 питается жидким топливом, смешиваемым с воздухом, поступающим из компрессора. Жидкое топливо поступает в камеру через инжекторы 80. Выходная часть 81, называемая также головкой инжекторов 80, расположена в глубине устройства 10 для впрыска в центре скользящей траверсы 20 таким образом, что ось симметрии головки 81 инжекторов соответствует оси симметрии скользящей траверсы. Инжекторы 80 снабжены жиклером 82, размещенным внутри головки 81 на уровне их выходного отверстия. Жиклер 82 обеспечивает карбюрацию смеси воздух-топливо, выходящей из инжекторов в виде слоя. Слой испаренного топлива формирует конус 83, угол при вершине которого различается в зависимости от того, один или два потока питания работают. Таким образом, когда работает первичный поток, конус 83 имеет угол при вершине, меньший угла, образуемого при работе первичного и вторичного потоков одновременно. Кроме того, угол конуса 83 топлива меняется от жиклера к жиклеру и является одной из характеристик, которую следует учитывать при выборе жиклера.

Фиг.3 показывает схематичный разрез устройства для впрыска согласно изобретению.

Трубка 50 Вентури, размещенная между двумя радиальными спиралями 41 и 42, имеет внутреннюю стенку 51 с развитым профилем, образованным сходящейся частью 51а и расходящейся частью 51b, связанными между собой переходной зоной, при этом трубка Вентури имеет минимальный диаметр в переходной зоне. Она образована кольцевой частью 52, вытянутой в радиальном направлении, связанной своей крайней радиально внутренней частью с конической сходящейся частью 53, которая переходит на выходе в расходящуюся часть 54. Кольцевая часть 52 связана с трубкой 50 Вентури на входе в радиальную спираль 41 и на выходе в радиальную спираль 42. Расходящаяся часть 54 содержит внешнюю поверхность 55 и внутреннюю поверхность. Внешняя поверхность 55 является цилиндром с осью Y, в то время как внутренняя поверхность расширяется и образует расходящуюся часть 51b внутренней стенки 51 трубки Вентури.

Как показано на Фиг.4, форма и размеры трубки 50 Вентури, как и положение конечной выходной части головки 81 инжектора 80, рассчитаны и жиклер 82 выбран и установлен аксиально таким образом, чтобы при работе только первичного потока конус 83 топлива разделялся на две части 83а и 83b, каждая из которых соответствует различному типу впрыска.

Слой топлива на выходе из инжектора формирует конус 83, полуугол при вершине которого обозначен как α1, а на выходе из трубки 50 Вентури - конус, полуугол при вершине которого обозначен как β. Предпочтительно β составляет от 30 до 40 градусов. Первая центральная часть 83а конуса 83 является центральным конусом, полуугол при вершине которого обозначен как α0, при α0 меньше β. Эта центральная часть 83а обеспечивает прямой впрыск топливовоздушной смеси в камеру сгорания. Угол α0 имеет такую величину, что центральный конус, образованный первой частью 83а, касателен к точке А0 в расходящейся части 51b трубки Вентури. Предпочтительно, α0 составляет от 20 до 30 градусов. Вторая часть 83b, расположенная по периферии первой части 83а, соответствует части конуса топлива, полуугол при вершине на выходе из инжектора которого составляет величину между α0 и β и обеспечивается косвенным впрыском части топливовоздушной смеси в камеру. Такой косвенный впрыск позволяет получить новую горючую смесь, которая получается вторичным испарением топливовоздушной смеси благодаря воздействию этой смеси на трубку Вентури. Это воздействие имеет место по всей поверхности внутренней стенки 51 трубки 50 Вентури, расположенной выше точки А0 соприкосновения первой части 83а конуса 83 и расходящейся части 51b трубки Вентури до точки А1. Эта точка А1 размещена выше минимального диаметра внутреннего профиля трубки 50 Вентури.

С этой целью для данного жиклера форма сходящейся 51а и расходящейся 51b частей трубки Вентури рассчитана таким образом, что, с одной стороны, осевое расстояние L0 между крайней выходной частью головки 81 инжектора 80 и точкой А0 и, с другой стороны, радиус R0 внутренней стенки 51 трубки Вентури на уровне точки А0 соответствовали выражению:

1,8<L0/R0<2,2.

Что касается точки А1, то она должна быть расположена от оси Y на том же расстоянии, что и точка А0. Таким образом, радиус R1 внутренней стенки 51 трубки Вентури на уровне точки А1 должен быть равен радиусу R0. Кроме того, радиус R1 и осевое расстояние L1 между выходной частью головки 81 инжектора 80 и точкой А1 должны отвечать следующим выражениям:

R0=R1 и 1,2<L1/R1<1,5.

Таким образом, когда работает первичный поток топливного питания, большая часть впрыска топливовоздушной смеси в камеру сгорания является прямой, в то время как меньшая часть является косвенной. С учетом вышеуказанных критериев этот косвенный впрыск реализуется в таких пропорциях, чтобы наблюдаемые до сих пор негативные эффекты были значительно уменьшены до полного устранения. Первым положительным эффектом является то, что вторичное испарение топливовоздушной смеси имеет место, когда оно накрывает сходящуюся часть 51 трубки 50 Вентури. Это испарение позволяет дополнительно уменьшить размер капель топлива, что улучшает приготовление горючей смеси. Второй эффект связан с тем, что, каковыми бы ни были потоки питания топливом инжектора, трубка Вентури орошается топливом. Она также непрерывно охлаждается при работе газотурбинного двигателя, и температурные перепады, которые она испытывает, гораздо менее значительны, что позволяет бороться с формированием и отложением кокса. Кроме того, угол при вершине конуса 83 топливовоздушной смеси на выходе из трубки Вентури больше, нежели при прямом впрыске, когда работает только первичный поток, без негативного взаимодействия со стенками камеры сгорания. Это позволяет улучшить распространение пламени и, следовательно, мощности обратного зажигания камеры в полете при небольшом числе Маха, то есть при малой скорости вращения газотурбинного двигателя. Таким образом, раскручивание мотора, то есть его ускорение, также улучшается, так как энергия ускорения очень актуальна для преодоления момента сопротивления.