Камера сгорания для турбореактивного трехконтурного двигателя с двумя турбинами высокого давления

Камера сгорания для турбореактивного трехконтурного двигателя с двумя турбинами высокого давления

Изобретение относится к области машиностроения, а именно к газотурбинным установкам внутреннего сгорания.

Из уровня техники известна камера сгорания газотурбинного двигателя с постоянным объемом сгорания топлива [патент RU 150723, Опубл.: 20.02.2015], содержащая корпус, установленную в нем вращающуюся жаровую трубу, при этом жаровая труба состоит, по крайней мере, из двух замкнутых полостей, направленных вдоль продольной оси газотурбинного двигателя, каждая из которых образована двумя соседними лопатками, ее ступицей и наружной обечайкой, к которым жестко прикреплены концы лопаток, а также входным и промежуточным дисками, где на входном диске установлен запальный узел, включающий в себя, по крайней мере, две свечи зажигания, два дежурных факельных устройства, выполненных в виде трубок, соединяющих две соседние замкнутые полости, а форсунки для подачи топлива установлены на узле подачи топлива, причем за промежуточным диском расположена жестко связанная с жаровой трубой газовая реактивная турбина, за которой установлен выходной диск с отверстиями, смещенными относительно отверстий входного и промежуточного дисков на угол, соответствующий углу установки лопаток газовой реактивной турбины, а за выходным диском размещены расширительная камера, продувочные кожухи и продувочная труба с входными отверстиями, соединяющими внутреннюю полость продувочных кожухов с полостью продувочной трубы, где на продувочной трубе размещено подвижное центральное тело, образующее совместно с выходной частью корпуса камеры сгорания выходное канальное устройство, являющееся сверхзвуковым соплом.

Недостатком аналога является низкая эффективность, обусловленная отсутствием эффективного взаимодействия струй воздуха и топлива и неэффективное использование объема жаровой трубы вблизи сопел форсунки.

Известна кольцевая камера сгорания газотурбинного двигателя с вращающейся форсункой [патент RU 117581, Опубл.: 27.06.2012], содержащая корпус, внутри которого установлена жаровая труба с наружной и внутренней стенками, при этом хотя бы на одной из стенок выполнено отверстие, и вращающуюся форсунку, установленную на валу, а в отверстие вмонтирован патрубок, ось которого перпендикулярна плоскости расположения центров выходных сечений сопел форсунки, при этом расстояние от плоскости расположения центров выходных сечений сопел форсунки до центра выходного сечения патрубка не более трех диаметров выходного сечения патрубка, а расстояние от центра выходного сечения патрубка до внутренней поверхности стенки жаровой трубы не менее половины диаметра выходного сечения патрубка.

Недостатком аналога является отсутствие возможности быстрого запуска и низкая полнота сгорания топлива на режимах запуска двигателя при отрицательных температурах воздуха и топлива.

Известна камера сгорания газотурбинного двигателя [патент RU 2620187, Опубл.: 23.05.2017], содержащая внешний корпус, жаровую трубу, форсуночную плиту и форсунки, кольцевой коллектор, установленный в передней полости на форсуночной плите, к которому присоединен топливопровод, при этом внутри кольцевого коллектора концентрично выполнены два кольцевых электрода, соединенные изолированными высоковольтными проводами с блоком высокого напряжения.

Недостатком рассмотренной камеры сгорания является неполное сгорание топлива, обусловленное отсутствием предварительной подготовки воздуха для топливной смеси, что приводит к повышению расхода топлива и уменьшению мощности двигателя.

Также известна камера сгорания газотурбинного двигателя [патент RU 2670483, Опубл.: 23.10.2018], принятая за наиболее близкий аналог к заявляемому решению, содержащая жаровую камеру сгорания и камеру нагревания, в которой расположены нагревательный элемент, высокотемпературный теплоизолятор и канал, соединяющий камеру нагревания с жаровой камерой сгорания, при этом внутри указанного канала расположен высокотемпературный изолятор и направляющая лопатка, а снаружи указанного канала расположены горизонтальные и вертикальные форсунки с электродами для поджига топлива.

Данная камера сгорания предполагает предварительную подготовку воздуха для топливной смеси, что уменьшает расход топлива и повышает мощность двигателя. Однако при работе двигателя на больших высотах данная конструкция камеры сгорания имеет ограничения.

Задачей настоящего изобретения является дальнейшее усовершенствование конструкции камеры сгорания за счет введения дополнительной стадии предварительной подготовки воздуха для топливной смеси.

Техническим результатом изобретения является дальнейшее увеличение мощности турбореактивного двигателя и снижение расхода топлива в процессе его работы, а также создание возможности работы двигателя на больших высотах, где имеется недостаток кислорода.

Технический результат достигается при использовании камеры сгорания для турбореактивного трехконтурного двигателя с двумя турбинами высокого давления, содержащей жаровую камеру сгорания и камеру нагревания, в которой расположены нагревательный элемент, высокотемпературный теплоизолятор и канал, соединяющий камеру нагревания с жаровой камерой сгорания, при этом внутри указанного канала расположен высокотемпературный изолятор и направляющая лопатка, а снаружи указанного канала расположены горизонтальные и вертикальные форсунки с электродами для поджига топлива, отличающаяся тем, что камера сгорания также содержит воздухозаборную камеру, внутри которой расположен обтекатель и канал, имеющий снаружи ребра жесткости, соединяющие воздухозаборную камеру с камерой нагревания, при этом внутри указанного канала расположен демпфер, а в камере нагревания расположен экран, распределяющий поток воздуха внутри камеры нагревания.

В частности, обтекатель внутри воздухозаборной камеры закреплен ребрами жесткости.

В частности, нагревательный элемент в камере нагревания выполнен в виде спирали из провода нихрома, а также керамических перегородок, имеющих отверстия для циркуляции горячего воздуха внутри указанной камеры нагревания.

В частности, высокотемпературный теплоизолятор внутри камеры нагревания расположен на ее внутренней стенке и обеспечивает сохранность тепла.

В частности, жаровая камера сгорания состоит из внешней оболочки и внутренних тугоплавких колец.

В частности, горизонтальные и вертикальные форсунки, расположенные снаружи канала, соединяющего камеру нагревания и жаровую камеру сгорания, соединены между собой кабелем высокого напряжения.

В частности, снаружи канала, соединяющего камеру нагревания с жаровой камерой сгорания, может быть расположена сеточка для очистки топлива, поступающего на горизонтальные и вертикальные форсунки.

Новым в конструкции камеры сгорания турбореактивного трехконтурного двигателя является наличие воздухозаборной камеры с расположенным внутри каналом, который снаружи имеет ребра жесткости, соединяющие воздухозаборную камеру с камерой нагревания, а внутри - демпфер. Также новым является наличие экрана, распределяющего поток воздуха внутри камеры нагревания. Таким образом, становится возможным увеличение температуры направленного воздуха на выходе из жаровой камеры сгорания на турбины высокого давления первого и второго контура, а это соответственно увеличивает мощность турбореактивного двигателя.

Заявленное изобретение поясняется чертежами:

На фиг. 1 - изображен продольный разрез турбореактивного двигателя с заявляемой камерой сгорания.

На фиг. 2 - изображен продольный разрез заявляемой камеры сгорания турбореактивного двигателя.

На фиг 3 - изображен поперечный разрез канала с вертикальными и горизонтальными форсунками, расположенными внутри заявляемой камеры сгорания.

На фиг. 4 - изображен частичный поперечный разрез двигателя, вид жаровых камер, генератора и осей турбины.

На фиг. 5 - изображен частичный поперечный разрез двигателя, вид воздухозаборных камер с обтекателями, генератора и осей турбин, а также поперечный разрез камеры нагревания, где расположены керамические перегородки с нагревательными элементами и экраном, распределяющим воздух внутри камеры нагревания, а также расположена вращающаяся полость турбины высокого давления, где расположены внутренний испаритель системы охлаждения и внутренние лопатки турбины.

Камера сгорания турбореактивного трехконтурного двигателя самолета (фиг. 2) содержит: воздухозаборную камеру (1), внутри которой расположен обтекатель (2), прикрепленный к ней ребрами жесткости (3), а также канал (4), внутри которого находится демпфер (5). Снаружи указанного канала (4) расположены ребра жесткости (6), соединяющие воздухозаборную камеру (1) с камерой нагревания (7), внутри которой расположены экран (8), распределяющий поток воздуха внутри камеры нагревания (7), где на внутренних стенках расположен высокотемпературный теплоизолятор (9), на который крепятся керамические перегородки (10) с отверстиями (11), через которые проходит нагретый воздух по всей окружности камеры нагревания (7). На керамические перегородки (10) также крепится корпус нагревательного элемента (12), на котором плотно намотан провод нихрома (13). Высокотемпературный теплоизолятор (9) внутри камеры нагревания (7), расположенный по ее внутренним стенкам, обеспечивает сохранность тепла внутри нее, при этом камера нагревания (7) соединена каналом (14) с жаровой камерой сгорания (17). Внутри указанного канала (14) расположен высокотемпературный изолятор (15), а также лопатка (16), направляющая горячий воздух высокого давления в жаровую камеру сгорания (17). Снаружи на указанном канале (14) расположены (фиг. 3) горизонтальные и вертикальные форсунки (18), внутри которых расположены сеточки (19) для очистки топлива, поступающего по топливным трубкам (20) из топливной магистрали борта самолета, а также электрод (21), на который подается высокое напряжение по кабелю (22) с преобразователя высокого напряжения по команде из кабины борта самолета летчиком при запуске турбореактивных двигателей самолета. Все электроды (21) соединены между собой кабелем (22) высокого напряжения. На указанном канале (14) расположены ребра жесткости (23), соединяющие камеру нагревания (7) с жаровой камерой сгорания (17). Жаровая камера сгорания (17) состоит из внешней оболочки, где расположены отверстия (24) для охлаждения внутренних колец (25), выполненных из высокотемпературного тугоплавкого металла.

Работа турбореактивного трехконтурного двигателя с двумя турбинами высокого давления с камерой сгорания (фиг. 1, 4, 5) заключается в следующем. После включения летчиком в кабине самолета соответствующего тумблера от бортового аккумулятора подается напряжение на коммутатор, а с коммутатора напряжение поступает на электростартер-преобразователь (26). Электростартер-преобразователь (26) начинает работать в режиме электродвигателя, и его якорь (27), состоящий из постоянного магнита, начинает вращать наружный вал (28), на котором также расположены: компрессор (29) первого контура, турбина высокого давления (30) и роторы (31) генераторов переменного тока. При вращении турбины первого контура одновременно работают топливные насосы топливной магистрали борта самолета. Летчик из кабины самолета включает тумблер, падающий напряжение на преобразователь высокого напряжения. Высокое напряжение поступает по кабелю (22) высокого напряжения в жаровую камеру сгорания (17) (фиг. 2), на форсунки (18), где расположены электроды (21). Происходит по джиг топлива, поступающего по топливным трубкам (20), и происходит горение пламени, направленное лопатками (16) в жаровую камеру сгорания (17). Из жаровой камеры сгорания (17) горящее пламя направлено на лопатки турбины высокого давления (30). Вращение наружного вала (28) начинает вращать компрессор (29) первого контура и роторы (31) генераторов переменного тока. Турбина высокого давления (30) начинает набирать обороты, температура увеличивается, после чего начинает вращаться турбина высокого давления (32) второго контура, начинает вращать вал (33), на котором расположен компрессор (34) второго контура, а также турбина низкого давления (35). В процессе набора оборотов турбин высокого давлении (30, 32), а также компрессоров (29, 34) первого и второго контура начинает вращаться компрессор (36) турбины третьего контура. Компрессор (36) начинает вращать вал (37) третьего контура, на котором расположены компрессоры (38) различного назначения: один из них работает на систему охлаждения турбин высокого давления (30, 32). Также на валу (37) третьего контура расположены турбины низкого давления (39). После набора оборотов на турбинах первого, второго, третьего контуров с генераторов переменного тока (31) напряжение поступает на коммутатор, где происходит отключение поданного напряжения на электростартер-преобразователь (26) в процессе вращения якоря (27). Электростатер-преобразователь (26) вырабатывает напряжение, которое коммутатор подключает к роторам (31) генераторов переменного тока, после чего на статорах (40) генераторов вырабатывается переменное напряжение, которое поступает на коммутатор бортовой сети самолета. С коммутатора переменное напряжение поступает на блок стабилизатора в общую бортовую сеть электропитания самолета. С общей бортовой сети электропитания самолета переменное напряжение с коммутатора поступает на камеру нагревания (7), на нагревательный элемент (12). При вращении турбин компрессоров первого и второго, а также третьего контура поток воздуха поступает в воздухозаборную камеру (1) проходя через демпфер (5) поступает в камеру нагревания (7), на экран (8). Воздушный поток воздуха, направленный по стенкам высокотемпературного теплоизолятора (9), нагревается нагревательным элементом (12). Нагретый поток воздуха поступает в канал (14) по лопатке (16) в жаровую камеру сгорания (17). Одновременно на канале (14), где расположены горизонтальные и вертикальные форсунки (18), горит топливо. Температура в жаровой камере сгорания (17) многократно увеличивается, что позволяет увеличить мощность турбореактивного двигателя. На турбореактивном трехконтурном двигателе начинает работать система охлаждения двух турбин высокого давления. В каждой турбине высокого давления (30, 32) есть полость, внутри которой расположены внутренние лопатки (41). Указанные лопатки (41) при вращении на больших оборотах отбирают с внутреннего испарителя (42) охлажденный воздух и направляют во внутреннюю полость основных лопаток указанных турбин (30, 32), что дает возможность увеличить мощность турбореактивного двигателя.