Камера сгорания газотурбинного двигателя

Полезная модель относится к газотурбинным двигателям (ГТД), в частности к камерам сгорания ГТД со сгоранием топлива при постоянном объеме. Она предназначена для создания реактивной силы тяги ГТД летательного аппарата.

Задачей предлагаемой полезной модели является увеличение его КПД и тяги двигателя, за счет работы камеры сгорания ГТД в режиме постоянной тяги.

Для достижения технического результата, камера сгорания ГТД содержит: корпус, жаровую трубу, входное и выходное канальные устройства и запальный узел. Кроме того, конструкция камеры сгорания включает в себя: расширительную камеру, продувочные кожухи и продувочную трубу, сверхзвуковое сопло с центральным телом.

Данная конструкция позволяет сжигать топливо одновременно по крайней мере в двух замкнутых полостях, направленных вдоль продольной оси газотурбинного двигателя.

В результате предлагаемая конструкция камеры сгорания газотурбинного двигателя с постоянным объемом сгорания (V=Const) обеспечивает следующие преимущества:

- газотурбинный двигатель с данной конструкцией камеры сгорания функционирует в режиме постоянной тяги, что приводит к увеличению тяги и КПД двигателя;

- дополнительная тяга двигателя возникает за счет ряда одновременно работающих замкнутых полостей жаровой трубы;

- при продувке полостей жаровой трубы посредством эжектирования оставшиеся продукты сгорания являются дополнительной присоединенной массой рабочего тела, что также приводит к росту КПД и тяги двигателя,

Сверхзвуковое сопло с центральным телом обеспечивает расчетную величину основной составляющей тяги ГТД, а также формирует эжектирующий газовой поток.

При запуске камеры сгорания раскрутка жаровой трубы осуществляется за счет набегающего потока воздуха.

Работа предлагаемой камеры сгорания ГТД заключается в циклическом повторении ряда операций: заполнение полостей жаровой трубы рабочей смесью, горение рабочей смеси, истечение продуктов сгорания из жаровой трубы через сверхзвуковое сопло в атмосферу и продувка полостей жаровой трубы.

Полезная модель относится к газотурбинным двигателям (ГТД) и, в частности, к камерам сгорания ГТД со сгоранием топлива при постоянном объеме. Она предназначена для создания реактивной силы тяги ГТД летательного аппарата.

Известна камера сгорания ГТД с постоянным объемом сгорания топлива, содержащая корпус, установленную в нем жаровую трубу, на входе в которую расположена форсунка, а на выходе ресивер и вращающийся золотник. Данное устройство описано в патенте Великобритании 1439255, опубликованное в 1976 г.

Расположение отверстия в стенке камеры горения данного устройства не обеспечивает максимальную величину плеча между направлением результирующей реактивной силы и центром вращения золотника и соответственно максимального момента его вращения, что, в свою очередь не обеспечивает максимальный коэффициент полезного действия (КПД) камеры сгорания.

Известна камера сгорания газотурбинного двигателя с постоянным объемом сгорания топлива, содержащая корпус, установленную в нем жаровую трубу, выполненную в виде вращающегося золотника, имеющего срез, образующий окно для входа и выхода рабочего тела, входное и выходное канальные устройства, причем ось последнего смещена относительно центра вращения золотника, в окне установлено сопло, смещенное к краю среза в сторону вращения золотника, в выходном устройстве камеры сгорания образован, по крайней мере, еще один канал. Изобретение повышает КПД камеры сгорания.

Данное устройство описано в патенте на изобретение РФ 2196906 С2, МПК ⁷ F02C 5/02, опубликовано 20.01.2003 г., выбрано за прототип.

Основным недостатком приведенного выше устройства, является потеря энергии продуктов сгорания в процессе их истечения через срез золотника и сопло, которые имеются в конструкции прототипа. Потери энергии в срезе золотника и сопле приводят к снижению значения КПД изохорного термодинамического процесса и, соответственно, к уменьшению тяги двигателя. Прототип функционирует только в импульсном режиме. Полный импульс тяги двигателя, работающего в импульсном режиме, меньше полного импульса тяги двигателя работающего в непрерывном режиме при одном и том же давлении в камере сгорания, так как время воздействия тяги двигателя на летательный аппарат в импульсном режиме меньше, чем в непрерывном. Наличие нескольких каналов в выходном устройстве прототипа, позволяет обеспечить безотрывное течение газа в нем, что повышает КПД камеры сгорания. Однако данный процесс не является непрерывным, что ведет к уменьшению КПД. Конструктивно, независимо от числа каналов в выходном устройстве, жаровая труба имеет одну замкнутую полость. Импульс тяги ГТД формируется только одной камерой сгорания. Данная конструкция не предусматривает одновременной работы нескольких камер сгорания, что ограничивает тягу двигателя.

В предлагаемой полезной модели решается задача разработки конструкции камеры, обеспечивающей достижение следующего технического результата: увеличение КПД и тяги двигателя при изохорном процессе горения.

Новыми признаками в заявленном устройстве являются:

- конструкция жаровой трубы, в состав которой может входить по крайней мере две замкнутые полости, направленные вдоль продольной оси газотурбинного двигателя, что приводит к росту тяги ГТД за счет ряда одновременно работающих полостей жаровой трубы;

- наличие входного, промежуточного и выходного дисков совместно со ступицей, лопатками и наружной обечайкой создают замкнутые полости горения;

- наличие, по крайней мере, двух свеч зажигания и двух дежурных факельных устройств, обеспечивающих одновременный запуск изохорного процесса по крайней мере в двух полостях жаровой трубы;

- наличие газовой реактивной турбины в камере сгорания обеспечивает вращение жаровой трубы;

- смещение отверстий выходного диска относительно отверстий, входного и промежуточного дисков на угол установки лопаток газовой реактивной турбины, обеспечивает безударное обтекание лопаток турбины;

- наличие расширительной камеры, которая осуществляет сглаживание пульсаций давления продуктов сгорания, чем обеспечивает работу ГТД в режиме постоянной тяги, при котором тяга действует непрерывно в отличие от пульсирующего режима работы, присущего аналогу и прототипу;

- наличие продувочных кожухов и трубы обеспечивает продувку полостей жаровой трубы;

- наличие подвижного центрального тела на продувочной трубе, образующего совместно с выходной частью корпуса выходное канальное устройство, являющееся сверхзвуковым соплом, позволяет осуществить его настройку на расчетный режим работы.

Технический результат достигается выше приведенной совокупностью признаков.

Из изученной патентной и научно-технической информации авторам не известно техническое решение с предложенной совокупностью признаков, что позволяет сделать вывод о соответствии технического решения критерию полезной модели - «новизна».

Техническая сущность полезной модели поясняется чертежами - Фиг. 1-Фиг. 6.

На Фиг. 1 изображен основной вид (фронтальная проекция) камеры сгорания.

На Фиг. 2 изображена профильная проекция камеры сгорания (вид А).

На Фиг. 3 представлена фронтальная проекция камеры сгорания. При этом положение внутренних элементов соответствует операции «заполнение полостей жаровой трубы рабочей смесью».

На Фиг. 4 представлена фронтальная проекция камеры сгорания. При этом положение внутренних элементов соответствует операции «горение рабочей смеси».

На Фиг. 5 представлена фронтальная проекция камеры сгорания. При этом положение внутренних элементов соответствует операции «истечение продуктов сгорания из жаровой трубы через сопло в атмосферу».

На Фиг. 6 представлена фронтальная проекция камеры сгорания. При этом положение внутренних элементов соответствует операции «продувка полостей жаровой трубы».

Осуществление полезной модели достигается следующим образом. Камера сгорания газотурбинного двигателя представлена на фиг. 1 и фиг. 2. Она содержит: корпус камеры сгорания 1, вращающуюся жаровую трубу 2, состоящую из ступицы 3, лопаток 4, установленных параллельно продольной оси корпуса камеры сгорания 1 и наружной обечайки 5, входное устройство 6 и выходное устройство 7, представляющее собой сверхзвуковое сопло, узел подачи жидкого топлива 8 с отверстием 9, с внутренней полостью 10 и установленными в нем форсунками 11, причем, количество форсунок определяется рядом одновременно работающих полостей жаровой трубы, трубу продувочную 12 с установленными на ней кожухами продувочными 13 и подвижным центральным телом 14, входной диск 15, промежуточный диск 16, газовую реактивную турбину 17, лопатки которой установлены под углом к продольной оси корпуса камеры сгорания 1, выходной диск 18 с отверстиями.

Ступица 3, лопатки 4, наружная обечайка 5, газовая реактивная турбина 17 установлены на оси 19, которая закреплена в подшипниках 20. В трубе продувочной 12, имеются, по крайней мере, два отверстия 21, соединяющие полость 22 с внутренними полостями кожухов продувочных 13. Внутри корпуса камеры сгорания 1 за выходным диском 18 размещена расширительная камера 23.

Подвижное центральное тело 14, образующее совместно с выходной частью корпуса камеры сгорания 1, выходное канальное устройство 7, являющееся сверхзвуковым соплом, через которое осуществляется истечение продуктов сгорания из полости расширительной камеры 23. Величина критического сечения сверхзвукового сопла регулируется посредством перемещения центрального тела 14 при его вращении вдоль продольной оси камеры сгорания по резьбовой части продувочной трубы 12.

Входной диск 15, промежуточный диск 16 и выходной диск 18 имеют сквозные отверстия 24 и 25 (см. Фиг. 2). При этом отверстия на выходном диске 18 смещены относительно дисков 15 и 16 на угол соответствующий углу установки лопаток газовой реактивной турбины 17. Отверстия 24 предназначены для продувки полостей жаровой трубы 2, а отверстия 25 для заполнения их рабочей смесью.

На входном диске 15 установлен запальный узел, включающий в себя, по крайней мере, две свечи зажигания 26, два дежурных факельных устройства 27, выполненных в виде трубок, обеспечивающих воспламенение топливной смеси в последующих набегающих замкнутых полостях жаровой трубы 2.

Работа камеры сгорания предлагаемого газотурбинного двигателя с постоянным объемом сгорания заключается в раскрутке жаровой трубы и циклическом повторении следующих операций:

1. Заполнение полостей жаровой трубы рабочей смесью.

2. Горение рабочей смеси.

3. Истечение продуктов сгорания из жаровой трубы через сопло в атмосферу.

4. Продувка полостей жаровой трубы.

При запуске камеры сгорания газотурбинного двигателя с постоянным объемом (см. фиг. 1 и фиг. 2) раскрутка жаровой трубы 2 осуществляется в начальный момент за счет набегающего потока воздуха, который, проходя через отверстия 24 входного диска 15, межлопаточное пространство жаровой трубы 2, через отверстия промежуточного диска 16, а также между лопатками газовой реактивной турбины 17, через отверстия выходного диска 18, внутренние полости кожухов продувочных 13, отверстия 21 и внутреннюю полость 22 продувочной трубы 12, а далее в окружающую атмосферу.

1. Заполнение полостей жаровой трубы рабочей смесью.

В процессе этапа заполнения (см. фиг. 3) полостей жаровой трубы 2, набегающий поток воздуха смешивается с распыленным форсунками 11 жидким топливом и поступает через отверстия 25 входного диска 15 в полости жаровой трубы 2. При этом полости жаровой трубы 2 закрыты с противоположной стороны промежуточным диском 16. В процессе дальнейшего вращения жаровой трубы 2, происходит закрытие ее полости как промежуточным диском 16, так и входным диском 15.

2. Горение рабочей смеси.

Воспламенение рабочей смеси (см. фиг. 4) осуществляется в начальный момент свечами зажигания 26 запального узла.

Герметичность замкнутых полостей жаровой трубы 2, с целью поддержания процесса горения при постоянном объеме (V=Const), осуществляется за счет расчетных зазоров между вращающимися лопатками 4 (см. фиг. 1), входным диском 15 и промежуточным диском 16, а также сравнительно небольшим временем нахождения полости горения в замкнутом состоянии, зависящим от частоты вращения жаровой трубы.

Дальнейшее воспламенение рабочей смеси в набегающей замкнутой полости жаровой трубы 2 осуществляется посредством передачи высокотемпературных продуктов сгорания из предыдущей замкнутой полости, где произошло горение, посредством дежурных факельных устройств 27 (см. фиг. 2). В случае останова двигателя повторный запуск обеспечивается с использованием свечей зажигания 26.

3. Истечение продуктов сгорания из жаровой трубы через сопло в атмосферу.

В процессе дальнейшего вращения жаровой трубы (см. фиг. 5) полости, где происходило горение, становятся против отверстий промежуточного диска 16, а межлопаточные полости газовой реактивной турбины 17 - против отверстий выходного диска 18. Это возможно в случае смещения выходного диска 18 на угол установки лопаток газовой реактивной турбины 17. При этом, продукты сгорания из жаровой трубы 2, через отверстия в промежуточном диске 16, межлопаточные полости турбины 17, через отверстия выходного диска 18 истекают в расширительную камеру 23 и далее через сверхзвуковое сопло 7 в окружающую атмосферу, создавая основную составляющую силы тяги двигателя. Величина критического сечения сверхзвукового сопла 7 регулируется посредством перемещения центрального тела 14 при его вращении вдоль продольной оси камеры сгорания по резьбовой части продувочной трубы 12. Продукты сгорания, истекающие из сверхзвукового сопла 7, являются при этом эжектирующим потоком для осуществления последующей операции продувки. При прохождении потока продуктов сгорания через межлопаточные полости газовой реактивной турбины 17, происходит дальнейшее совместное вращение ее и жаровой трубы 2.

Конструкция предлагаемой камеры сгорания позволяет реализовать модельный ряд вариантов камер сгорания с требуемым количеством одновременно работающих замкнутых полостей. Количество одновременно работающих замкнутых полостей определяется необходимым уровнем тяги двигателя.

4. Продувка полостей жаровой трубы.

В процессе дальнейшего вращения жаровой трубы 2 (см. фиг. 6), полости ее становятся против отверстий во входном диске 15, промежуточном диске 16, а межлопаточные полости газовой реактивной турбины 17 - напротив отверстий в выходном диске 18, соединенных с полостями продувочных кожухов 13. При этом набегающий поток воздуха, смешиваясь с продуктами сгорания, и под воздействием эжектирующего потока продуктов сгорания истекающего из сопла 7, проходя через отверстия входного диска 15, полости жаровой трубы 2, отверстия промежуточного диска 16, межлопаточными полостями газовой реактивной турбины 17, отверстия выходного диска 18, внутреннюю полость кожухов продувочных 13, отверстия 21 трубы продувочной 12 в полость 22 и далее в окружающую атмосферу. Данный эжектируемый поток, является присоединенной массой к эжектирующему сверхзвуковому потоку, что приводит к увеличению КПД и тяги двигателя.

В результате предлагаемая конструкция камеры сгорания газотурбинного двигателя с постоянным объемом сгорания (V=Const) по сравнению с прототипом обеспечивает следующие преимущества:

- газотурбинный двигатель с данной конструкцией камеры сгорания функционирует в режиме постоянной тяги за счет конструктивной особенности предлагаемой камеры сгорания, а именно, наличия расширительной камеры, которая осуществляет сглаживание пульсаций давления продуктов сгорания, обеспечивая непрерывный режим работы камеры. Расчетный режим работы сверхзвукового сопла достигается изменением величины площади его критического сечения посредством перемещения центрального тела по продувочной трубе, что приводит к увеличению тяги и КПД двигателя;

- дополнительная тяга двигателя возникает за счет ряда одновременно работающих замкнутых полостей жаровой трубы, что невозможно реализовать в прототипе;

- при продувке полостей жаровой трубы посредством эжектирования, оставшиеся продукты сгорания являются дополнительной присоединенной массой рабочего тела, что приводит также к росту КПД и тяги двигателя.

Предлагаемая камера сгорания ГТД может быть использована в составе ГТД летательных аппаратов различного назначения.

Камера сгорания газотурбинного двигателя с постоянным объемом сгорания топлива, содержащая корпус, установленную в нем вращающуюся жаровую трубу, отличающаяся тем, что 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.

РИСУНКИ