Камера сгорания газотурбинного двигателя

Камера сгорания газотурбинного двигателя

Иллюстрации

Показать все

Реферат

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

Известна камера сгорания газотурбинного двигателя, жаровые трубы которой выполнены в виде отдельных кольцевых секций, соединенных между собой с помощью неразъемного соединения (сварки) с образованием между собой охлаждающих полостей [1].

Недостатком известной конструкции является ее низкая надежность из-за повышенных температур стенок жаровых труб камеры сгорания вследствие их повышенного термического сопротивления в местах неразъемного соединения отдельных секций.

Наиболее близкой к предложенному изобретению является камера сгорания, в жаровой трубе которой поперечное сечение охлаждающих полостей выполнено в виде окружностей, оси которых равноудалены от охлаждаемой поверхности [2].

Недостатком известной конструкции, принятой за прототип, является низкая ее надежность вследствие пониженной технологичности изготовления такой жаровой трубы, отдельные секции которой для образования охлаждающей полости соединяются между собой с помощью неразъемного соединения, например сварки, которая является концентратором напряжений вследствие образования повышенных термических напряжений.

Техническая задача, которую решает заявляемое изобретение, заключается в повышении надежности и технологичности конструкции камеры сгорания за счет исключения неразъемных соединений при изготовлении охлаждающих полостей жаровой трубы при высокой эффективности системы охлаждения этих полостей и жаровой трубы в целом.

Сущность изобретения заключается в том, что в камере сгорания газотурбинного двигателя с жаровыми трубами, расположенными в воздушной полости между наружным и внутренним корпусами, согласно изобретению, охлаждающие полости жаровых труб выполнены сужающимися от входа к выходу с соотношением высоты полости на входе Н к высоте полости h на выходе Н/h=1,4...2,0, при этом радиальное ребро со стороны входа в охлаждающую полость выполнено утолщенным с толщиной Т по отношению к толщине t стенки жаровой трубы между охлаждающими полостями T/t=1,3...2,1, а угол между периферийной поверхностью охлаждающей полости и внутренней поверхностью стенки жаровой трубы между охлаждающими полостями α=8...12°, и соотношение диаметра d отверстий подвода воздуха в охлаждающую полость к толщине стенки t жаровой трубы d/t=0,7...1,4.

Выполнение охлаждающих полостей сужающимися от входа к выходу способствует равномерному, с минимальными гидравлическими потерями распределению охлаждающего воздуха, поступающего через отверстия на вход в охлаждающую полость, и созданию равномерной заградительной воздушной пленки стенки жаровой трубы со стороны ее газовой полости.

При Н/h<1,4 - снижается надежность камеры сгорания из-за повышения неравномерности воздушной заградительной пленки и перегрева стенки жаровой трубы.

При Н/h>2,0 - снижается надежность камеры сгорания из-за увеличенных гидравлических потерь на выходе из охлаждающей полости, утончения заградительной пленки и перегрева стенок жаровой трубы.

Утолщенное радиальное ребро со стороны входа в охлаждающую полость препятствует распространению трещин на основную стенку жаровой трубы в случае растрескивания козырька, что способствует повышению надежности камеры сгорания.

При T/t<1,3- снижается надежность камеры сгорания из-за возможного распространения термоусталостных трещин с козырька на основную стенку жаровой трубы.

При T/t>2,1 - излишне увеличивается вес жаровой трубы камеры сгорания.

Повышению эффективности пленочного заградительного охлаждения способствует \прилипание\ воздушной заградительной пленки к охлаждаемой поверхности, а также минимальная турбулентность этой пленки, чему способствует минимальная величина угла α к между периферийной поверхностью охлаждаемой полости и внутренней поверхностью стенки жаровой трубы, а также отсутствие уступов между этими поверхностями. Одновременно угол α должен быть достаточным для подхода режущего инструмента при выполнении охлаждающей полости.

При α<8° - снижается надежность и технологичность камеры сгорания из-за ухудшения условий обработки внутренних поверхностей охлаждающей полости.

При α>12° - возможен отрыв заградительной воздушной пленки от внутренней поверхности жаровой трубы.

Охлаждающий воздух в охлаждающую полость поступает через отверстия, через которые осуществляется охлаждение козырьков путем преимущественно лобового натекания на них холодного воздуха.

При D/t<0,7 - снижается надежность камеры сгорания из-за уменьшения величины перемычек между отверстиями и образование трещин между ними.

При D/t>1,4 - снижается надежность камеры сгорания из-за увеличения неравномерности по толщине воздушной заградительной пленки.

На фиг.1 изображен продольный разрез камеры сгорания газотурбинного двигателя.

На сриг.2 - элемент I на фиг.1 в увеличенном виде.

Камера сгорания 1 газотурбинного двигателя состоит из наружного корпуса 2 и внутреннего корпуса 3, в воздушной полости 4, между которыми установлены жаровые трубы 5 и газосборник 6. Воздух 7 поступает в полость 4 через закомпрессорный диффузор 8 и далее обтекает жаровую трубу 5 по внешней 9 ее поверхности, осуществляя конвективное охлаждение ее стенок 10, расположенных между охлаждающими полостями 11. Охлаждающие полости 11 выполнены сужающимися от входа 12 к выходу 13 и ограничены со стороны входа утолщенным радиальным ребром 14, с внутренней стороны - козырьком 15 и с внешней стороны - периферийной стенкой 16 с отверстиями подвода воздуха 17. Периферийная поверхность 18 охлаждающей полости 11 выполнена под углом α=8...12° к внутренней поверхности 19 стенки 10 жаровой трубы 5, что позволяет выполнять охлаждающие полости 11 механической обработкой с последующей пластической деформацией козырька 15 из положения 20 в положение 21. Радиальные ребра 14 совместно с периферийной стенкой 16 образуют внешние выступы 22, способствующие турбулизации потока охлаждающего воздуха 7 и улучшению охлаждения внешней поверхности 9 стенки 10 жаровой трубы 5.

Работает устройство следующим образом. При работе камеры сгорания 1 газотурбинного двигателя охлаждающий воздух 7 обтекает жаровую трубу 5 и, турбулизируясь на выступах 22 жаровой трубы 5, осуществляет интенсивное конвективное охлаждение внешней ее поверхности 9. Через отверстия 17 воздух 7 интенсивно охлаждает козырек 15, а затем истекает на выходе 13 охлаждающей полости 11, образуя равномерную воздушную заградительную пленку на внутренней поверхности 19 стенки 10 жаровой трубы 5 со стороны газовой полости 23. Охлаждающие полости 11, выполненные сужающимися от входа 12 к выходу 13 путем пластической деформации козырька 15, способствуют равномерному распределению охлаждающего воздуха 7 на выходе 13 из полости 11. Утолщенное радиальное ребро 14 способствует стабильности геометрии жаровой трубы при ее работе, а также предотвращает распространение термоусталостных трещин с козырька 15 на стенку 10. Отсутствие в конструкции жаровой трубы неразъемных соединений (например, сварки) способствует повышению надежности жаровой трубы и камеры сгорания в целом.

Источники информации

1. Авиационный двухконтурный турбореактивный двигатель Д-30, 1971 г., стр.47, рис.40.

2. Патент RU №2066423, F 23 R 3/06 - прототип.

Камера сгорания газотурбинного двигателя с жаровыми трубами, расположенными в воздушной полости между наружным и внутренним корпусами, отличающаяся тем, что охлаждающие полости жаровых труб выполнены сужающимися от входа к выходу с отношением высоты Н полости на входе к высоте h полости на выходе H/h=1,4...2,0, при этом радиальное ребро со стороны входа в охлаждающую' полость выполнено утолщенным с толщиной Т по отношению к толщине t стенки жаровой трубы между охлаждающими полостями T/t=1,3...2,1, а угол между периферийной поверхностью охлаждающей полости и внутренней поверхностью стенки жаровой трубы между охлаждающими полостями α=8...12° и отношение диаметра d отверстий подвода воздуха в охлаждающую полость к толщине t стенки жаровой трубы d/t=0,7...1,4.