Диффузор выходного устройства газотурбинного двигателя расположен между последней ступенью турбины и выпускной секцией выходного устройства и содержит наружную кольцевую стенку и внутреннюю кольцевую стенку, образующие кольцевой проход для текучей среды, расширяющийся в направлении истечения этой текучей среды. По меньшей мере одна из кольцевых стенок содержит несколько отверстий, открытых в указанный кольцевой проход и выходящих, по меньшей мере, в одну коллекторную камеру, которая сопряжена для снижения скорости движения указанной текучей среды в указанном кольцевом проходе со средствами вывода части указанной текучей среды на наружную сторону диффузора. Диффузор дополнительно содержит всасывающие средства для отбора подлежащей выводу части текучей среды. Изобретение позволяет уменьшить потери давления в диффузоре. 2 н. и 8 з.п. ф-лы, 3 ил. 
Область техники, к которой относится изобретение
Настоящее изобретение относится к области диффузоров для наземных или авиационных газотурбинных двигателей. Более конкретно, оно относится к диффузору, встроенному между турбиной и выпускной секцией газотурбинного двигателя, и к двигателю, снабженному подобным диффузором.
Уровень техники
Наземные и авиационные газовые турбины предназначены для того, чтобы развивать достаточно высокую мощность для привода либо генератора переменного тока (наземные турбины), либо компрессора (авиационные турбины). С этой целью газовая турбина отбирает и преобразует в механическую энергию часть энергии сжатых горячих газов, выходящих из камеры сгорания двигателя, оснащенного этой турбиной. Турбина обычно состоит из нескольких ступеней, причем каждая ступень содержит сопловой (направляющий) аппарат и рабочее колесо турбины, расположенное за сопловым аппаратом и предназначенное для ускорения истечения газов. Газы, выходящие из последней ступени турбины, поступают затем в выходное устройство двигателя.
Выходное устройство, размещенное непосредственно на выходе турбины, образовано диффузором и выпускной секцией, основной функцией которой является выпрямление потока газов в том случае, когда вывод газов из турбины производится не по ее оси, а также обеспечение прохода охлаждающего воздуха, использованного для охлаждения внутренних компонентов двигателя. Диффузор позволяет снизить скорость и повысить давление газов, выходящих из последней ступени турбины. Для этой цели диффузор обычно выполняется со стенкой, образующей проход для газов, который расширяется в направлении истечения газов, как это описано в патенте США №2594042 применительно к диффузору авиационного двигателя.
Известно, что в выходном устройстве происходят потери давления, которые в общем случае пропорциональны квадрату скорости газов на уровне передней кромки выпускной секции выходного устройства. В качестве примера для турбины наземного применения скорость истечения газов на выходе рабочего колеса последней ступени турбины достигает 0,6М (М - число Маха). Диффузор позволяет снизить эту скорость примерно до 0,45М на уровне передней кромки выпускной секции выходного устройства, что ведет к потерям давления порядка 5%. Однако скорость газов порядка 0,45М является все еще очень высокой. Это вызвано тем, что наклон стенок, образующих диффузор, не может превышать определенного значения из-за риска увеличения толщины пограничных слоев на этих стенках. Подобные пограничные слои повышенной толщины соответствуют зонам отслоения или отрыва потока, что влияет на эффективность диффузора. При этом в случае отслоения потока от стенок диффузора аэродинамическое сечение на его выходе становится значительно меньше геометрического сечения, что создает препятствия для выполнения диффузором его функции. Кроме того, оптимизация турбины в отношении затрат, массы и эффективности, как правило, ведет к повышенным нагрузкам на каждую ее ступень, а это трансформируется во все более высокие скорости газов на выходе последней ступени турбины.
Ближайшим аналогом диффузора по изобретению является диффузор, описанный в документе DE 834474, МПК F01D 25/30, 1952. Известный диффузор расположен между последней ступенью турбины и выпускной секцией выходного устройства и содержит наружную кольцевую стенку и внутреннюю кольцевую стенку, образующие кольцевой проход (8) для текучей среды, расширяющийся в направлении истечения этой текучей среды. При этом внутренняя и внешняя кольцевые стенки кольцевого прохода содержат отверстия (13-16), открытые в указанный кольцевой проход. Часть текучей среды, движущейся по диффузору, выводится через эти отверстия из кольцевого прохода в каналы 11, 12, возвращающие выведенную текучую среду ко входу (18) диффузора. Такое выполнение известного диффузора существенно усложняет его конструкцию и затрудняет решение проблемы снижения потерь давления в диффузоре.
Раскрытие изобретения
Задача, на решение которой направлено настоящее изобретение, заключается в создании газотурбинного двигателя с диффузором, обеспечивающим значительное снижение потерь давления.
В соответствии с изобретением для решения поставленной задачи создан диффузор выходного устройства газотурбинного двигателя, расположенный между последней ступенью турбины и выпускной секцией выходного устройства и содержащий наружную кольцевую стенку и внутреннюю кольцевую стенку, образующие кольцевой проход для текучей среды, расширяющийся в направлении истечения текучей среды. При этом, по меньшей мере, одна из кольцевых стенок содержит несколько отверстий, открытых в кольцевой проход. Указанные отверстия выполнены выходящими, по меньшей мере, в одну коллекторную камеру, сопряженную, для снижения скорости движения текучей среды в кольцевом проходе, со средствами вывода части указанной текучей среды на наружную сторону диффузора.
Таким образом, согласно изобретению отверстия, выполненные, по меньшей мере, в одной из кольцевых стенок диффузора, осуществляют, с помощью коллекторной камеры, вывод из двигателя части текучей среды, проходящей через кольцевой проход. Это позволяет снизить скорость движения текучей среды в кольцевом проходе и за счет этого снизить потери давления. При этом полностью устраняется риск увеличения толщины пограничных слоев на стенках диффузора и отрыв потока. Коллекторная камера или коллекторные камеры связана (связаны), по меньшей мере, с одним каналом вывода текучей среды. В некоторых предпочтительных вариантах выполнения диффузора по изобретению (например, при его использовании в двухконтурном газотурбинном двигателе) данный канал проходит в обход секций выходного устройства, сообщающихся с кольцевым проходом, формирующим так называемый "горячий поток" газотурбинного двигателя, и со вторым кольцевым проходом, формирующим так называемый "холодный поток" и коаксиальным указанному кольцевому проходу.
В оптимальном варианте диффузор дополнительно содержит всасывающие средства для отбора, т.е. для регулирования и контроля расхода подлежащей выводу текучей среды.
Отверстия, выполненные, по меньшей мере, в одной из кольцевых стенок, могут иметь вид каналов или круговых (дуговых) щелей, по существу перпендикулярных стенке, или же вид каналов или круговых (дуговых) щелей, по существу наклонных по направлению истечения текучей среды относительно этой стенки. В предпочтительном варианте указанные отверстия выполнены в виде щелей со скошенной кромкой для более эффективной подачи подлежащей выводу части текучей среды к указанным средствам вывода.
Решение поставленной задачи обеспечивается также созданием газотурбинного двигателя, снабженного выходным устройством с описанным диффузором, обеспечивающим отвод части текущей через него текучей среды, по меньшей мере, в одну коллекторную камеру, сопряженную со средствами вывода текучей среды.
Краткое описание чертежей
Не являющиеся ограничивающими примеры осуществления настоящего изобретения, его дополнительные особенности и преимущества будут подробнее описаны ниже со ссылками на прилагаемые чертежи, на которых:
фиг.1 изображает на виде в продольном разрезе выходное устройство газотурбинного двигателя в соответствии с изобретением,
фиг.1а изображает на частичном виде диффузор в соответствии с изобретением во втором примере выполнения,
фиг.2 изображает на виде в продольном разрезе выходное устройство в примере его использования в двухконтурном газотурбинном авиационном двигателе в соответствии с изобретением.
Осуществление изобретения
Как показано на фиг.1, диффузор 10 расположен непосредственно на выходе рабочего колеса 12 последней ступени газовой турбины по направлению истечения из турбины газообразной текучей среды (газов), обозначенному стрелкой F. Выпускная секция 14 выходного устройства, предназначенная для выпрямления потока газов, смонтирована на выходе диффузора 10.
Диффузор 10 содержит наружную кольцевую стенку 16а и внутреннюю кольцевую стенку 16b, образующие кольцевой проход 18 для исходящего из турбины газового потока. Стенки 16а, 16b расположены таким образом, что кольцевой проход 18 расширяется в направлении F истечения газового потока для того, чтобы снизить скорость истечения и повысить давление проходящих газов. Более конкретно, наружная стенка 16а выполнена расходящейся или отклоняющейся, в то время как внутренняя стенка 16b по существу параллельна оси двигателя (не показана), оснащенного диффузором. Возможен и вариант, когда внутренняя стенка 16b выполнена отклоняющейся, а наружная стенка 16а параллельна оси двигателя.
В соответствии с изобретением в наружной кольцевой стенке 16а диффузора и/или в его внутренней кольцевой стенке 16b выполнены несколько отверстий 20, выходящих, по меньшей мере, в одну коллекторную камеру 22, сопряженную со средствами вывода части газов, проходящих через кольцевой проход 18.
В примере выполнения по фиг.1 отверстиями 20 снабжена только наружная стенка 16а. Показанные на чертеже отверстия 20 представляют собой каналы, по существу наклонные по направлению F истечения газов относительно наружной стенки 16а. Возможна также модификация, в которой отверстия 20 представляют собой каналы, по существу перпендикулярные наружной стенке 16а и/или внутренней стенке 16b (фиг.2).
Согласно второму варианту выполнения, показанному на фиг.1а, отверстия 20 могут быть образованы несколькими круговыми, т.е. дуговыми, щелями, которые соответствуют угловому сектору наружной стенки 16а. Эти щели также могут быть по существу перпендикулярными или по существу наклонными по направлению F истечения газов относительно наружной стенки 16а.
Согласно еще одному не показанному варианту выполнения отверстия 20 могут быть образованы одной или несколькими щелями со скошенными кромками, верхние и нижние по потоку стенки которых взаимно смещены в радиальном направлении. Этот тип щелей позволяет более эффективно направлять газы к средствам вывода.
Может быть предусмотрена единственная кольцевая коллекторная камера 22 для сбора подлежащих выводу газов от всех отверстий 20 или же одна камера, например, цилиндрической формы для каждого отверстия 20 (или для нескольких отверстий) для обеспечения лучшей равномерности расхода выводимых газов.
Коллекторная камера или коллекторные камеры 22 сбора газов предпочтительно связана (связаны), по меньшей мере, с одним каналом 24 вывода газов. Для случая единственной камеры 22 могут быть предусмотрены один или несколько каналов 24 вывода. В том случае, когда отверстиями 20 снабжена внутренняя стенка 16b диффузора, канал или каналы 24 для вывода газов на наружную сторону диффузора могут, например, идти в обход (огибать) секцию 14 выходного устройства.
Согласно другой выгодной особенности изобретения диффузор дополнительно содержит всасывающие средства 26 для отбора подлежащей выводу части газов. Эти всасывающие средства 26 могут быть выполнены в виде управляемого клапана, насоса, компрессора или любой другой системы, позволяющей всасывать газ с желаемым расходом. За счет этого обеспечивается возможность осуществлять управление и контроль расхода выводимых газов.
В тех случаях, когда нет необходимости в регулировании и контроле расхода выводимых газов, газы, проходящие через отверстия 20 в наружной стенке 16а и/или внутренней стенке 16b, могут выходить непосредственно в пространство снаружи диффузора без прохождения через коллекторные камеры и каналы вывода. Практически в этом случае только разница давления газов между кольцевым проходом 18 и пространством вокруг диффузора обеспечивает всасывание газов через отверстия 20.
На фиг.2 показан диффузор по изобретению применительно к двухконтурному газотурбинному авиационному двигателю. Диффузор 10 расположен непосредственно на выходе рабочего колеса 12 последней ступени газовой турбины. Наружная и внутренняя стенки 16а, 16b диффузора образуют первый расширяющийся кольцевой проход 18 для газов, выходящих из турбины. Этот первый проход 18 формирует так называемый «горячий поток». Дополнительная стенка 16с, расположенная коаксиально стенкам 16а, 16b диффузора, позволяет образовать второй кольцевой проход 28 для воздуха, всасываемого вентилятором двигателя (не изображен). Этот второй проход 28 формирует так называемый «холодный поток».
В соответствии с изобретением во внутренней стенке 16b имеются несколько отверстий 20, открытых в первый кольцевой проход 18 и выходящих, по меньшей мере, в одну коллекторную камеру 22, связанную, по меньшей мере, с одним каналом 24 вывода газов. Канал или каналы 24 вывода огибают секцию 14 выходного устройства, сообщающуюся с первым кольцевым проходом 18, и вторую секцию 30 выходного устройства, сообщающуюся со вторым кольцевым проходом 28. Диффузор может дополнительно содержать всасывающие средства 26 для отбора части подлежащих выводу газов.
1. Диффузор (10) выходного устройства газотурбинного двигателя, расположенный между последней ступенью турбины и выпускной секцией выходного устройства и содержащий наружную кольцевую стенку (16а) и внутреннюю кольцевую стенку (16b), образующие кольцевой проход (18) для текучей среды, расширяющийся в направлении (F) истечения этой текучей среды, причем, по меньшей мере, одна из кольцевых стенок (16а, 16b) содержит несколько отверстий (20), открытых в указанный кольцевой проход и выходящих, по меньшей мере, в одну коллекторную камеру (22), которая сопряжена, для снижения скорости движения указанной текучей среды в указанном кольцевом проходе со средствами вывода части указанной текучей среды на наружную сторону диффузора, при этом диффузор дополнительно содержит всасывающие средства (26) для отбора подлежащей выводу части текучей среды.
2. Диффузор по п.1, отличающийся тем, что указанные несколько отверстий (20) выходят в единственную кольцевую коллекторную камеру (22) для сбора подлежащей выводу части текучей среды.
3. Диффузор по п.1, отличающийся тем, что, по меньшей мере, одна коллекторная камера (22) связана, по меньшей мере, с одним каналом (24) вывода текучей среды.
4. Диффузор по п.3, отличающийся тем, что указанный, по меньшей мере, один канал (24) вывода текучей среды проходит в обход секций (14, 30) выходного устройства, сообщающихся с указанным кольцевым проходом (18), формирующим горячий поток газотурбинного двигателя, и со вторым кольцевым проходом (28), формирующим холодный поток и коаксиальным указанному кольцевому проходу (18).
5. Диффузор по любому из пп.1-4, отличающийся тем, что указанные отверстия (20) выполнены в виде каналов, по существу перпендикулярных указанной кольцевой стенке.
6. Диффузор по любому из пп.1-4, отличающийся тем, что указанные отверстия (20) выполнены в виде каналов, по существу наклонных относительно указанной кольцевой стенки по направлению (F) истечения текучей среды.
7. Диффузор по любому из пп.1-4, отличающийся тем, что указанные отверстия (20) выполнены в виде круговых или дуговых щелей, по существу перпендикулярных указанной кольцевой стенке.
8. Диффузор по любому из пп.1-4, отличающийся тем, что указанные отверстия (20) выполнены в виде круговых или дуговых щелей, по существу наклонных относительно указанной кольцевой стенки по направлению (F) истечения текучей среды.
9. Диффузор по любому из пп.1-4, отличающийся тем, что указанные отверстия (20) выполнены в виде щелей со скошенной кромкой для более эффективной подачи подлежащей выводу части текучей среды к указанным средствам вывода.
10. Газотурбинный двигатель, содержащий диффузор, выполненный в соответствии с любым из пп.1-9.
www.freepatent.ru
Диффузор выходного устройства газотурбинного двигателя расположен между последней ступенью турбины и выпускной секцией выходного устройства и содержит наружную кольцевую стенку и внутреннюю кольцевую стенку, образующие кольцевой проход для текучей среды, расширяющийся в направлении истечения этой текучей среды. По меньшей мере одна из кольцевых стенок содержит несколько отверстий, открытых в указанный кольцевой проход и выходящих, по меньшей мере, в одну коллекторную камеру, которая сопряжена для снижения скорости движения указанной текучей среды в указанном кольцевом проходе со средствами вывода части указанной текучей среды на наружную сторону диффузора. Диффузор дополнительно содержит всасывающие средства для отбора подлежащей выводу части текучей среды. Изобретение позволяет уменьшить потери давления в диффузоре. 2 н. и 8 з.п. ф-лы, 3 ил.
Область техники, к которой относится изобретение
Настоящее изобретение относится к области диффузоров для наземных или авиационных газотурбинных двигателей. Более конкретно, оно относится к диффузору, встроенному между турбиной и выпускной секцией газотурбинного двигателя, и к двигателю, снабженному подобным диффузором.
Уровень техники
Наземные и авиационные газовые турбины предназначены для того, чтобы развивать достаточно высокую мощность для привода либо генератора переменного тока (наземные турбины), либо компрессора (авиационные турбины). С этой целью газовая турбина отбирает и преобразует в механическую энергию часть энергии сжатых горячих газов, выходящих из камеры сгорания двигателя, оснащенного этой турбиной. Турбина обычно состоит из нескольких ступеней, причем каждая ступень содержит сопловой (направляющий) аппарат и рабочее колесо турбины, расположенное за сопловым аппаратом и предназначенное для ускорения истечения газов. Газы, выходящие из последней ступени турбины, поступают затем в выходное устройство двигателя.
Выходное устройство, размещенное непосредственно на выходе турбины, образовано диффузором и выпускной секцией, основной функцией которой является выпрямление потока газов в том случае, когда вывод газов из турбины производится не по ее оси, а также обеспечение прохода охлаждающего воздуха, использованного для охлаждения внутренних компонентов двигателя. Диффузор позволяет снизить скорость и повысить давление газов, выходящих из последней ступени турбины. Для этой цели диффузор обычно выполняется со стенкой, образующей проход для газов, который расширяется в направлении истечения газов, как это описано в патенте США №2594042 применительно к диффузору авиационного двигателя.
Известно, что в выходном устройстве происходят потери давления, которые в общем случае пропорциональны квадрату скорости газов на уровне передней кромки выпускной секции выходного устройства. В качестве примера для турбины наземного применения скорость истечения газов на выходе рабочего колеса последней ступени турбины достигает 0,6М (М - число Маха). Диффузор позволяет снизить эту скорость примерно до 0,45М на уровне передней кромки выпускной секции выходного устройства, что ведет к потерям давления порядка 5%. Однако скорость газов порядка 0,45М является все еще очень высокой. Это вызвано тем, что наклон стенок, образующих диффузор, не может превышать определенного значения из-за риска увеличения толщины пограничных слоев на этих стенках. Подобные пограничные слои повышенной толщины соответствуют зонам отслоения или отрыва потока, что влияет на эффективность диффузора. При этом в случае отслоения потока от стенок диффузора аэродинамическое сечение на его выходе становится значительно меньше геометрического сечения, что создает препятствия для выполнения диффузором его функции. Кроме того, оптимизация турбины в отношении затрат, массы и эффективности, как правило, ведет к повышенным нагрузкам на каждую ее ступень, а это трансформируется во все более высокие скорости газов на выходе последней ступени турбины.
Ближайшим аналогом диффузора по изобретению является диффузор, описанный в документе DE 834474, МПК F01D 25/30, 1952. Известный диффузор расположен между последней ступенью турбины и выпускной секцией выходного устройства и содержит наружную кольцевую стенку и внутреннюю кольцевую стенку, образующие кольцевой проход (8) для текучей среды, расширяющийся в направлении истечения этой текучей среды. При этом внутренняя и внешняя кольцевые стенки кольцевого прохода содержат отверстия (13-16), открытые в указанный кольцевой проход. Часть текучей среды, движущейся по диффузору, выводится через эти отверстия из кольцевого прохода в каналы 11, 12, возвращающие выведенную текучую среду ко входу (18) диффузора. Такое выполнение известного диффузора существенно усложняет его конструкцию и затрудняет решение проблемы снижения потерь давления в диффузоре.
Раскрытие изобретения
Задача, на решение которой направлено настоящее изобретение, заключается в создании газотурбинного двигателя с диффузором, обеспечивающим значительное снижение потерь давления.
В соответствии с изобретением для решения поставленной задачи создан диффузор выходного устройства газотурбинного двигателя, расположенный между последней ступенью турбины и выпускной секцией выходного устройства и содержащий наружную кольцевую стенку и внутреннюю кольцевую стенку, образующие кольцевой проход для текучей среды, расширяющийся в направлении истечения текучей среды. При этом, по меньшей мере, одна из кольцевых стенок содержит несколько отверстий, открытых в кольцевой проход. Указанные отверстия выполнены выходящими, по меньшей мере, в одну коллекторную камеру, сопряженную, для снижения скорости движения текучей среды в кольцевом проходе, со средствами вывода части указанной текучей среды на наружную сторону диффузора.
Таким образом, согласно изобретению отверстия, выполненные, по меньшей мере, в одной из кольцевых стенок диффузора, осуществляют, с помощью коллекторной камеры, вывод из двигателя части текучей среды, проходящей через кольцевой проход. Это позволяет снизить скорость движения текучей среды в кольцевом проходе и за счет этого снизить потери давления. При этом полностью устраняется риск увеличения толщины пограничных слоев на стенках диффузора и отрыв потока. Коллекторная камера или коллекторные камеры связана (связаны), по меньшей мере, с одним каналом вывода текучей среды. В некоторых предпочтительных вариантах выполнения диффузора по изобретению (например, при его использовании в двухконтурном газотурбинном двигателе) данный канал проходит в обход секций выходного устройства, сообщающихся с кольцевым проходом, формирующим так называемый "горячий поток" газотурбинного двигателя, и со вторым кольцевым проходом, формирующим так называемый "холодный поток" и коаксиальным указанному кольцевому проходу.
В оптимальном варианте диффузор дополнительно содержит всасывающие средства для отбора, т.е. для регулирования и контроля расхода подлежащей выводу текучей среды.
Отверстия, выполненные, по меньшей мере, в одной из кольцевых стенок, могут иметь вид каналов или круговых (дуговых) щелей, по существу перпендикулярных стенке, или же вид каналов или круговых (дуговых) щелей, по существу наклонных по направлению истечения текучей среды относительно этой стенки. В предпочтительном варианте указанные отверстия выполнены в виде щелей со скошенной кромкой для более эффективной подачи подлежащей выводу части текучей среды к указанным средствам вывода.
Решение поставленной задачи обеспечивается также созданием газотурбинного двигателя, снабженного выходным устройством с описанным диффузором, обеспечивающим отвод части текущей через него текучей среды, по меньшей мере, в одну коллекторную камеру, сопряженную со средствами вывода текучей среды.
Краткое описание чертежей
Не являющиеся ограничивающими примеры осуществления настоящего изобретения, его дополнительные особенности и преимущества будут подробнее описаны ниже со ссылками на прилагаемые чертежи, на которых:
фиг.1 изображает на виде в продольном разрезе выходное устройство газотурбинного двигателя в соответствии с изобретением,
фиг.1а изображает на частичном виде диффузор в соответствии с изобретением во втором примере выполнения,
фиг.2 изображает на виде в продольном разрезе выходное устройство в примере его использования в двухконтурном газотурбинном авиационном двигателе в соответствии с изобретением.
Осуществление изобретения
Как показано на фиг.1, диффузор 10 расположен непосредственно на выходе рабочего колеса 12 последней ступени газовой турбины по направлению истечения из турбины газообразной текучей среды (газов), обозначенному стрелкой F. Выпускная секция 14 выходного устройства, предназначенная для выпрямления потока газов, смонтирована на выходе диффузора 10.
Диффузор 10 содержит наружную кольцевую стенку 16а и внутреннюю кольцевую стенку 16b, образующие кольцевой проход 18 для исходящего из турбины газового потока. Стенки 16а, 16b расположены таким образом, что кольцевой проход 18 расширяется в направлении F истечения газового потока для того, чтобы снизить скорость истечения и повысить давление проходящих газов. Более конкретно, наружная стенка 16а выполнена расходящейся или отклоняющейся, в то время как внутренняя стенка 16b по существу параллельна оси двигателя (не показана), оснащенного диффузором. Возможен и вариант, когда внутренняя стенка 16b выполнена отклоняющейся, а наружная стенка 16а параллельна оси двигателя.
В соответствии с изобретением в наружной кольцевой стенке 16а диффузора и/или в его внутренней кольцевой стенке 16b выполнены несколько отверстий 20, выходящих, по меньшей мере, в одну коллекторную камеру 22, сопряженную со средствами вывода части газов, проходящих через кольцевой проход 18.
В примере выполнения по фиг.1 отверстиями 20 снабжена только наружная стенка 16а. Показанные на чертеже отверстия 20 представляют собой каналы, по существу наклонные по направлению F истечения газов относительно наружной стенки 16а. Возможна также модификация, в которой отверстия 20 представляют собой каналы, по существу перпендикулярные наружной стенке 16а и/или внутренней стенке 16b (фиг.2).
Согласно второму варианту выполнения, показанному на фиг.1а, отверстия 20 могут быть образованы несколькими круговыми, т.е. дуговыми, щелями, которые соответствуют угловому сектору наружной стенки 16а. Эти щели также могут быть по существу перпендикулярными или по существу наклонными по направлению F истечения газов относительно наружной стенки 16а.
Согласно еще одному не показанному варианту выполнения отверстия 20 могут быть образованы одной или несколькими щелями со скошенными кромками, верхние и нижние по потоку стенки которых взаимно смещены в радиальном направлении. Этот тип щелей позволяет более эффективно направлять газы к средствам вывода.
Может быть предусмотрена единственная кольцевая коллекторная камера 22 для сбора подлежащих выводу газов от всех отверстий 20 или же одна камера, например, цилиндрической формы для каждого отверстия 20 (или для нескольких отверстий) для обеспечения лучшей равномерности расхода выводимых газов.
Коллекторная камера или коллекторные камеры 22 сбора газов предпочтительно связана (связаны), по меньшей мере, с одним каналом 24 вывода газов. Для случая единственной камеры 22 могут быть предусмотрены один или несколько каналов 24 вывода. В том случае, когда отверстиями 20 снабжена внутренняя стенка 16b диффузора, канал или каналы 24 для вывода газов на наружную сторону диффузора могут, например, идти в обход (огибать) секцию 14 выходного устройства.
Согласно другой выгодной особенности изобретения диффузор дополнительно содержит всасывающие средства 26 для отбора подлежащей выводу части газов. Эти всасывающие средства 26 могут быть выполнены в виде управляемого клапана, насоса, компрессора или любой другой системы, позволяющей всасывать газ с желаемым расходом. За счет этого обеспечивается возможность осуществлять управление и контроль расхода выводимых газов.
В тех случаях, когда нет необходимости в регулировании и контроле расхода выводимых газов, газы, проходящие через отверстия 20 в наружной стенке 16а и/или внутренней стенке 16b, могут выходить непосредственно в пространство снаружи диффузора без прохождения через коллекторные камеры и каналы вывода. Практически в этом случае только разница давления газов между кольцевым проходом 18 и пространством вокруг диффузора обеспечивает всасывание газов через отверстия 20.
На фиг.2 показан диффузор по изобретению применительно к двухконтурному газотурбинному авиационному двигателю. Диффузор 10 расположен непосредственно на выходе рабочего колеса 12 последней ступени газовой турбины. Наружная и внутренняя стенки 16а, 16b диффузора образуют первый расширяющийся кольцевой проход 18 для газов, выходящих из турбины. Этот первый проход 18 формирует так называемый «горячий поток». Дополнительная стенка 16с, расположенная коаксиально стенкам 16а, 16b диффузора, позволяет образовать второй кольцевой проход 28 для воздуха, всасываемого вентилятором двигателя (не изображен). Этот второй проход 28 формирует так называемый «холодный поток».
В соответствии с изобретением во внутренней стенке 16b имеются несколько отверстий 20, открытых в первый кольцевой проход 18 и выходящих, по меньшей мере, в одну коллекторную камеру 22, связанную, по меньшей мере, с одним каналом 24 вывода газов. Канал или каналы 24 вывода огибают секцию 14 выходного устройства, сообщающуюся с первым кольцевым проходом 18, и вторую секцию 30 выходного устройства, сообщающуюся со вторым кольцевым проходом 28. Диффузор может дополнительно содержать всасывающие средства 26 для отбора части подлежащих выводу газов.
1. Диффузор (10) выходного устройства газотурбинного двигателя, расположенный между последней ступенью турбины и выпускной секцией выходного устройства и содержащий наружную кольцевую стенку (16а) и внутреннюю кольцевую стенку (16b), образующие кольцевой проход (18) для текучей среды, расширяющийся в направлении (F) истечения этой текучей среды, причем, по меньшей мере, одна из кольцевых стенок (16а, 16b) содержит несколько отверстий (20), открытых в указанный кольцевой проход и выходящих, по меньшей мере, в одну коллекторную камеру (22), которая сопряжена, для снижения скорости движения указанной текучей среды в указанном кольцевом проходе со средствами вывода части указанной текучей среды на наружную сторону диффузора, при этом диффузор дополнительно содержит всасывающие средства (26) для отбора подлежащей выводу части текучей среды.
2. Диффузор по п.1, отличающийся тем, что указанные несколько отверстий (20) выходят в единственную кольцевую коллекторную камеру (22) для сбора подлежащей выводу части текучей среды.
3. Диффузор по п.1, отличающийся тем, что, по меньшей мере, одна коллекторная камера (22) связана, по меньшей мере, с одним каналом (24) вывода текучей среды.
4. Диффузор по п.3, отличающийся тем, что указанный, по меньшей мере, один канал (24) вывода текучей среды проходит в обход секций (14, 30) выходного устройства, сообщающихся с указанным кольцевым проходом (18), формирующим горячий поток газотурбинного двигателя, и со вторым кольцевым проходом (28), формирующим холодный поток и коаксиальным указанному кольцевому проходу (18).
5. Диффузор по любому из пп.1-4, отличающийся тем, что указанные отверстия (20) выполнены в виде каналов, по существу перпендикулярных указанной кольцевой стенке.
6. Диффузор по любому из пп.1-4, отличающийся тем, что указанные отверстия (20) выполнены в виде каналов, по существу наклонных относительно указанной кольцевой стенки по направлению (F) истечения текучей среды.
7. Диффузор по любому из пп.1-4, отличающийся тем, что указанные отверстия (20) выполнены в виде круговых или дуговых щелей, по существу перпендикулярных указанной кольцевой стенке.
8. Диффузор по любому из пп.1-4, отличающийся тем, что указанные отверстия (20) выполнены в виде круговых или дуговых щелей, по существу наклонных относительно указанной кольцевой стенки по направлению (F) истечения текучей среды.
9. Диффузор по любому из пп.1-4, отличающийся тем, что указанные отверстия (20) выполнены в виде щелей со скошенной кромкой для более эффективной подачи подлежащей выводу части текучей среды к указанным средствам вывода.
10. Газотурбинный двигатель, содержащий диффузор, выполненный в соответствии с любым из пп.1-9.
bankpatentov.ru
Диффузор выходного устройства газотурбинного двигателя расположен между последней ступенью турбины и выпускной секцией выходного устройства и содержит наружную кольцевую стенку и внутреннюю кольцевую стенку, образующие кольцевой проход для текучей среды, расширяющийся в направлении истечения этой текучей среды. По меньшей мере одна из кольцевых стенок содержит несколько отверстий, открытых в указанный кольцевой проход и выходящих, по меньшей мере, в одну коллекторную камеру, которая сопряжена для снижения скорости движения указанной текучей среды в указанном кольцевом проходе со средствами вывода части указанной текучей среды на наружную сторону диффузора. Диффузор дополнительно содержит всасывающие средства для отбора подлежащей выводу части текучей среды. Изобретение позволяет уменьшить потери давления в диффузоре. 2 н. и 8 з.п. ф-лы, 3 ил.
Область техники, к которой относится изобретение
Настоящее изобретение относится к области диффузоров для наземных или авиационных газотурбинных двигателей. Более конкретно, оно относится к диффузору, встроенному между турбиной и выпускной секцией газотурбинного двигателя, и к двигателю, снабженному подобным диффузором.
Уровень техники
Наземные и авиационные газовые турбины предназначены для того, чтобы развивать достаточно высокую мощность для привода либо генератора переменного тока (наземные турбины), либо компрессора (авиационные турбины). С этой целью газовая турбина отбирает и преобразует в механическую энергию часть энергии сжатых горячих газов, выходящих из камеры сгорания двигателя, оснащенного этой турбиной. Турбина обычно состоит из нескольких ступеней, причем каждая ступень содержит сопловой (направляющий) аппарат и рабочее колесо турбины, расположенное за сопловым аппаратом и предназначенное для ускорения истечения газов. Газы, выходящие из последней ступени турбины, поступают затем в выходное устройство двигателя.
Выходное устройство, размещенное непосредственно на выходе турбины, образовано диффузором и выпускной секцией, основной функцией которой является выпрямление потока газов в том случае, когда вывод газов из турбины производится не по ее оси, а также обеспечение прохода охлаждающего воздуха, использованного для охлаждения внутренних компонентов двигателя. Диффузор позволяет снизить скорость и повысить давление газов, выходящих из последней ступени турбины. Для этой цели диффузор обычно выполняется со стенкой, образующей проход для газов, который расширяется в направлении истечения газов, как это описано в патенте США №2594042 применительно к диффузору авиационного двигателя.
Известно, что в выходном устройстве происходят потери давления, которые в общем случае пропорциональны квадрату скорости газов на уровне передней кромки выпускной секции выходного устройства. В качестве примера для турбины наземного применения скорость истечения газов на выходе рабочего колеса последней ступени турбины достигает 0,6М (М - число Маха). Диффузор позволяет снизить эту скорость примерно до 0,45М на уровне передней кромки выпускной секции выходного устройства, что ведет к потерям давления порядка 5%. Однако скорость газов порядка 0,45М является все еще очень высокой. Это вызвано тем, что наклон стенок, образующих диффузор, не может превышать определенного значения из-за риска увеличения толщины пограничных слоев на этих стенках. Подобные пограничные слои повышенной толщины соответствуют зонам отслоения или отрыва потока, что влияет на эффективность диффузора. При этом в случае отслоения потока от стенок диффузора аэродинамическое сечение на его выходе становится значительно меньше геометрического сечения, что создает препятствия для выполнения диффузором его функции. Кроме того, оптимизация турбины в отношении затрат, массы и эффективности, как правило, ведет к повышенным нагрузкам на каждую ее ступень, а это трансформируется во все более высокие скорости газов на выходе последней ступени турбины.
Ближайшим аналогом диффузора по изобретению является диффузор, описанный в документе DE 834474, МПК F01D 25/30, 1952. Известный диффузор расположен между последней ступенью турбины и выпускной секцией выходного устройства и содержит наружную кольцевую стенку и внутреннюю кольцевую стенку, образующие кольцевой проход (8) для текучей среды, расширяющийся в направлении истечения этой текучей среды. При этом внутренняя и внешняя кольцевые стенки кольцевого прохода содержат отверстия (13-16), открытые в указанный кольцевой проход. Часть текучей среды, движущейся по диффузору, выводится через эти отверстия из кольцевого прохода в каналы 11, 12, возвращающие выведенную текучую среду ко входу (18) диффузора. Такое выполнение известного диффузора существенно усложняет его конструкцию и затрудняет решение проблемы снижения потерь давления в диффузоре.
Раскрытие изобретения
Задача, на решение которой направлено настоящее изобретение, заключается в создании газотурбинного двигателя с диффузором, обеспечивающим значительное снижение потерь давления.
В соответствии с изобретением для решения поставленной задачи создан диффузор выходного устройства газотурбинного двигателя, расположенный между последней ступенью турбины и выпускной секцией выходного устройства и содержащий наружную кольцевую стенку и внутреннюю кольцевую стенку, образующие кольцевой проход для текучей среды, расширяющийся в направлении истечения текучей среды. При этом, по меньшей мере, одна из кольцевых стенок содержит несколько отверстий, открытых в кольцевой проход. Указанные отверстия выполнены выходящими, по меньшей мере, в одну коллекторную камеру, сопряженную, для снижения скорости движения текучей среды в кольцевом проходе, со средствами вывода части указанной текучей среды на наружную сторону диффузора.
Таким образом, согласно изобретению отверстия, выполненные, по меньшей мере, в одной из кольцевых стенок диффузора, осуществляют, с помощью коллекторной камеры, вывод из двигателя части текучей среды, проходящей через кольцевой проход. Это позволяет снизить скорость движения текучей среды в кольцевом проходе и за счет этого снизить потери давления. При этом полностью устраняется риск увеличения толщины пограничных слоев на стенках диффузора и отрыв потока. Коллекторная камера или коллекторные камеры связана (связаны), по меньшей мере, с одним каналом вывода текучей среды. В некоторых предпочтительных вариантах выполнения диффузора по изобретению (например, при его использовании в двухконтурном газотурбинном двигателе) данный канал проходит в обход секций выходного устройства, сообщающихся с кольцевым проходом, формирующим так называемый "горячий поток" газотурбинного двигателя, и со вторым кольцевым проходом, формирующим так называемый "холодный поток" и коаксиальным указанному кольцевому проходу.
В оптимальном варианте диффузор дополнительно содержит всасывающие средства для отбора, т.е. для регулирования и контроля расхода подлежащей выводу текучей среды.
Отверстия, выполненные, по меньшей мере, в одной из кольцевых стенок, могут иметь вид каналов или круговых (дуговых) щелей, по существу перпендикулярных стенке, или же вид каналов или круговых (дуговых) щелей, по существу наклонных по направлению истечения текучей среды относительно этой стенки. В предпочтительном варианте указанные отверстия выполнены в виде щелей со скошенной кромкой для более эффективной подачи подлежащей выводу части текучей среды к указанным средствам вывода.
Решение поставленной задачи обеспечивается также созданием газотурбинного двигателя, снабженного выходным устройством с описанным диффузором, обеспечивающим отвод части текущей через него текучей среды, по меньшей мере, в одну коллекторную камеру, сопряженную со средствами вывода текучей среды.
Краткое описание чертежей
Не являющиеся ограничивающими примеры осуществления настоящего изобретения, его дополнительные особенности и преимущества будут подробнее описаны ниже со ссылками на прилагаемые чертежи, на которых:
фиг.1 изображает на виде в продольном разрезе выходное устройство газотурбинного двигателя в соответствии с изобретением,
фиг.1а изображает на частичном виде диффузор в соответствии с изобретением во втором примере выполнения,
фиг.2 изображает на виде в продольном разрезе выходное устройство в примере его использования в двухконтурном газотурбинном авиационном двигателе в соответствии с изобретением.
Осуществление изобретения
Как показано на фиг.1, диффузор 10 расположен непосредственно на выходе рабочего колеса 12 последней ступени газовой турбины по направлению истечения из турбины газообразной текучей среды (газов), обозначенному стрелкой F. Выпускная секция 14 выходного устройства, предназначенная для выпрямления потока газов, смонтирована на выходе диффузора 10.
Диффузор 10 содержит наружную кольцевую стенку 16а и внутреннюю кольцевую стенку 16b, образующие кольцевой проход 18 для исходящего из турбины газового потока. Стенки 16а, 16b расположены таким образом, что кольцевой проход 18 расширяется в направлении F истечения газового потока для того, чтобы снизить скорость истечения и повысить давление проходящих газов. Более конкретно, наружная стенка 16а выполнена расходящейся или отклоняющейся, в то время как внутренняя стенка 16b по существу параллельна оси двигателя (не показана), оснащенного диффузором. Возможен и вариант, когда внутренняя стенка 16b выполнена отклоняющейся, а наружная стенка 16а параллельна оси двигателя.
В соответствии с изобретением в наружной кольцевой стенке 16а диффузора и/или в его внутренней кольцевой стенке 16b выполнены несколько отверстий 20, выходящих, по меньшей мере, в одну коллекторную камеру 22, сопряженную со средствами вывода части газов, проходящих через кольцевой проход 18.
В примере выполнения по фиг.1 отверстиями 20 снабжена только наружная стенка 16а. Показанные на чертеже отверстия 20 представляют собой каналы, по существу наклонные по направлению F истечения газов относительно наружной стенки 16а. Возможна также модификация, в которой отверстия 20 представляют собой каналы, по существу перпендикулярные наружной стенке 16а и/или внутренней стенке 16b (фиг.2).
Согласно второму варианту выполнения, показанному на фиг.1а, отверстия 20 могут быть образованы несколькими круговыми, т.е. дуговыми, щелями, которые соответствуют угловому сектору наружной стенки 16а. Эти щели также могут быть по существу перпендикулярными или по существу наклонными по направлению F истечения газов относительно наружной стенки 16а.
Согласно еще одному не показанному варианту выполнения отверстия 20 могут быть образованы одной или несколькими щелями со скошенными кромками, верхние и нижние по потоку стенки которых взаимно смещены в радиальном направлении. Этот тип щелей позволяет более эффективно направлять газы к средствам вывода.
Может быть предусмотрена единственная кольцевая коллекторная камера 22 для сбора подлежащих выводу газов от всех отверстий 20 или же одна камера, например, цилиндрической формы для каждого отверстия 20 (или для нескольких отверстий) для обеспечения лучшей равномерности расхода выводимых газов.
Коллекторная камера или коллекторные камеры 22 сбора газов предпочтительно связана (связаны), по меньшей мере, с одним каналом 24 вывода газов. Для случая единственной камеры 22 могут быть предусмотрены один или несколько каналов 24 вывода. В том случае, когда отверстиями 20 снабжена внутренняя стенка 16b диффузора, канал или каналы 24 для вывода газов на наружную сторону диффузора могут, например, идти в обход (огибать) секцию 14 выходного устройства.
Согласно другой выгодной особенности изобретения диффузор дополнительно содержит всасывающие средства 26 для отбора подлежащей выводу части газов. Эти всасывающие средства 26 могут быть выполнены в виде управляемого клапана, насоса, компрессора или любой другой системы, позволяющей всасывать газ с желаемым расходом. За счет этого обеспечивается возможность осуществлять управление и контроль расхода выводимых газов.
В тех случаях, когда нет необходимости в регулировании и контроле расхода выводимых газов, газы, проходящие через отверстия 20 в наружной стенке 16а и/или внутренней стенке 16b, могут выходить непосредственно в пространство снаружи диффузора без прохождения через коллекторные камеры и каналы вывода. Практически в этом случае только разница давления газов между кольцевым проходом 18 и пространством вокруг диффузора обеспечивает всасывание газов через отверстия 20.
На фиг.2 показан диффузор по изобретению применительно к двухконтурному газотурбинному авиационному двигателю. Диффузор 10 расположен непосредственно на выходе рабочего колеса 12 последней ступени газовой турбины. Наружная и внутренняя стенки 16а, 16b диффузора образуют первый расширяющийся кольцевой проход 18 для газов, выходящих из турбины. Этот первый проход 18 формирует так называемый «горячий поток». Дополнительная стенка 16с, расположенная коаксиально стенкам 16а, 16b диффузора, позволяет образовать второй кольцевой проход 28 для воздуха, всасываемого вентилятором двигателя (не изображен). Этот второй проход 28 формирует так называемый «холодный поток».
В соответствии с изобретением во внутренней стенке 16b имеются несколько отверстий 20, открытых в первый кольцевой проход 18 и выходящих, по меньшей мере, в одну коллекторную камеру 22, связанную, по меньшей мере, с одним каналом 24 вывода газов. Канал или каналы 24 вывода огибают секцию 14 выходного устройства, сообщающуюся с первым кольцевым проходом 18, и вторую секцию 30 выходного устройства, сообщающуюся со вторым кольцевым проходом 28. Диффузор может дополнительно содержать всасывающие средства 26 для отбора части подлежащих выводу газов.
1. Диффузор (10) выходного устройства газотурбинного двигателя, расположенный между последней ступенью турбины и выпускной секцией выходного устройства и содержащий наружную кольцевую стенку (16а) и внутреннюю кольцевую стенку (16b), образующие кольцевой проход (18) для текучей среды, расширяющийся в направлении (F) истечения этой текучей среды, причем, по меньшей мере, одна из кольцевых стенок (16а, 16b) содержит несколько отверстий (20), открытых в указанный кольцевой проход и выходящих, по меньшей мере, в одну коллекторную камеру (22), которая сопряжена, для снижения скорости движения указанной текучей среды в указанном кольцевом проходе со средствами вывода части указанной текучей среды на наружную сторону диффузора, при этом диффузор дополнительно содержит всасывающие средства (26) для отбора подлежащей выводу части текучей среды.
2. Диффузор по п.1, отличающийся тем, что указанные несколько отверстий (20) выходят в единственную кольцевую коллекторную камеру (22) для сбора подлежащей выводу части текучей среды.
3. Диффузор по п.1, отличающийся тем, что, по меньшей мере, одна коллекторная камера (22) связана, по меньшей мере, с одним каналом (24) вывода текучей среды.
4. Диффузор по п.3, отличающийся тем, что указанный, по меньшей мере, один канал (24) вывода текучей среды проходит в обход секций (14, 30) выходного устройства, сообщающихся с указанным кольцевым проходом (18), формирующим горячий поток газотурбинного двигателя, и со вторым кольцевым проходом (28), формирующим холодный поток и коаксиальным указанному кольцевому проходу (18).
5. Диффузор по любому из пп.1-4, отличающийся тем, что указанные отверстия (20) выполнены в виде каналов, по существу перпендикулярных указанной кольцевой стенке.
6. Диффузор по любому из пп.1-4, отличающийся тем, что указанные отверстия (20) выполнены в виде каналов, по существу наклонных относительно указанной кольцевой стенки по направлению (F) истечения текучей среды.
7. Диффузор по любому из пп.1-4, отличающийся тем, что указанные отверстия (20) выполнены в виде круговых или дуговых щелей, по существу перпендикулярных указанной кольцевой стенке.
8. Диффузор по любому из пп.1-4, отличающийся тем, что указанные отверстия (20) выполнены в виде круговых или дуговых щелей, по существу наклонных относительно указанной кольцевой стенки по направлению (F) истечения текучей среды.
9. Диффузор по любому из пп.1-4, отличающийся тем, что указанные отверстия (20) выполнены в виде щелей со скошенной кромкой для более эффективной подачи подлежащей выводу части текучей среды к указанным средствам вывода.
10. Газотурбинный двигатель, содержащий диффузор, выполненный в соответствии с любым из пп.1-9.
www.findpatent.ru
Диффузор для кольцевой камеры сгорания с одной зоной, в частности для авиационного турбовинтового двигателя, содержит разделительный элемент, разделяющий поток воздуха, выходящий из компрессора, на два кольцевых диффузионных потока. Разделительный элемент образован тонким листом, соединенным конструкционными рычагами с внутренней и наружной кругообразно симметричными стенками диффузора. Угол расширения каждого диффузионного потока, образованный указанным тонким листом в диффузоре, составляет приблизительно 12-13°. Топливные форсунки в камере сгорания расположены на одной линии с участком нижнего по потоку конца тонкого листа, образующего разделительный элемент, и ориентированы относительно продольной оси камеры сгорания, по существу, так же, как и указанный участок нижнего по потоку конца. Изобретение направлено на создание компактного диффузора, позволяющего оптимально разделять поток воздуха, выходящий из компрессора, на два диффузионных потока, питающих камеру сгорания с одной зоной, минимизирующую потери напора, оптимизирующую распределение расхода питающего и охлаждающего потока к камере сгорания и минимизирующую возмущения, вызванные отбором воздуха в самолете с конца камеры сгорания. 3 н. и 9 з.п. ф-лы, 4 ил.
Настоящее изобретение относится к диффузору для кольцевой камеры сгорания, в частности, для двигателя самолета, например, турбореактивного или турбовинтового, при этом диффузор содержит разделительный элемент для разделения потока воздуха, выходящего из компрессора, на два кольцевых диффузионных потока, подаваемых в камеру сгорания.
Известен диффузор такого типа для питания двухзонной камеры сгорания, т.е. камеры сгорания, имеющей два концентричных набора топливных форсунок. Разделительный элемент содержит две кругообразно симметричных поверхности вращения, которые расходятся вниз по потоку от входа в диффузор. Такая конструкция имеет очень открытую конфигурацию и предназначена для двигателей большого размера. Она не пригодна для питания камеры сгорания с одной зоной, в частности, для двигателя относительно небольшого размера.
Известен также диффузор, содержащий два коаксиальных разделительных элемента, расположенных один вокруг другого для разделения потока воздуха, выходящего из компрессора, на три коаксиальных кольцевых потока, при этом средний поток питает камеру сгорания, а потоки, проходящие радиально внутри и радиально снаружи относительно среднего потока, питают обводные контуры камеры сгорания для охлаждения ее стенок и стенок турбины, расположенных на выходе камеры сгорания. Такой известный диффузор предназначен для двигателей большого размера и не пригоден для использования на двигателях относительно небольшого размера.
Целью настоящего изобретения является создание диффузора с разделительным устройством, который является компактным и пригодным для использования в двигателе, имеющем размер меньше, чем у прототипа, и который позволяет оптимально разделять поток воздуха, выходящий из компрессора, на два диффузионных потока, питающих камеру сгорания с одной зоной, минимизирующую потери напора, оптимизирующую распределение расхода питающего и охлаждающего потока к камере сгорания и минимизирующую возмущения, вызванные любым отбором воздуха в самолете с конца камеры сгорания.
Для этого согласно настоящему изобретению создан диффузор для кольцевой камеры сгорания с одной зоной, в частности, для авиационного турбовинтового двигателя, содержащий разделительный элемент, разделяющий поток воздуха, выходящий из компрессора, на два кольцевых диффузионных потока, при этом разделительный элемент образован тонким листом, соединенным конструкционными рычагами с внутренней и наружной кругообразно симметричными стенками диффузора, причем угол расширения каждого диффузионного потока, образованный указанным тонким листом в диффузоре, составляет приблизительно 12-13°, при этом топливные форсунки в камере сгорания расположены на одной линии с участком нижнего по потоку конца тонкого листа, образующего разделительный элемент, и ориентированы относительно продольной оси камеры сгорания по существу так же, как и указанный участок нижнего по потоку конца.
Существенным преимуществом диффузора согласно настоящему изобретению является то, что он позволяет потоку воздуха, выходящему из компрессора, замедлиться в максимальной степени на коротком расстоянии, одновременно обеспечивая его устойчивость и стабильность, т.е. отсутствие разделения. Дублированные углы расширения диффузора позволяют сократить длину диффузора и уменьшить вес двигателя.
Наружный диффузионный поток питает часть системы впрыска топлива в камеру сгорания, а также питает наружный обводной контур вокруг камеры сгорания и, при желании, питает контур отбора воздуха на нужды самолета, а внутренний диффузионный поток питает часть системы впрыска топлива, а также питает обводной контур, установленный внутри относительно камеры сгорания.
Тонкий лист предпочтительно выполнен обтекаемым в продольном сечении для уменьшения вредной турбулентности и турбулентного следа ниже по потоку и для улучшения питания конца камеры сгорания.
Конструкционные рычаги, соединяющие тонкий лист, образующий разделительный элемент, с внутренней и наружной кругообразно симметричными стенками диффузора, также могут выполнять функцию спрямления потока, выходящего из компрессора.
Эти конструкционные рычаги также могут быть выполнены обтекаемыми в продольном сечении для уменьшения потерь напора в диффузоре.
На выходе компрессора и на входе диффузора могут быть установлены спрямляющие элементы, которые могут быть, при желании, выполнены в верхней по потоку части кругообразно симметричных стенок диффузора.
Предпочтительно диффузор согласно настоящему изобретению содержит нишу, расположенную между нижним по потоку концом внутренней кругообразно симметричной стенки диффузора и внутренней опорной стенкой, и/или нишу, расположенную между нижним по потоку концом наружной кругообразно симметричной внешней стенки диффузора и наружной опорной стенкой, при этом эти ниши образуют стабильные зоны рециркуляции воздуха, тем самым, делая диффузор менее чувствительным к неравномерностям потока воздуха, выходящего из компрессора.
В основном, малая длина диффузора согласно настоящему изобретению, связанная с большой диффузией, создаваемой им, позволяет в достаточной степени питать камеру сгорания с одной зоной в двигателе меньшего размера по сравнению с прототипом. Этот диффузор способен на входе выдерживать аэродинамические условия, характеризующиеся неравномерностью напора потока. Он способен ограничивать возмущения, создаваемые отбором воздуха на нужды самолета из конца камеры сгорания, и обеспечивает малые потери напора в камере сгорания и, тем самым, улучшенную эффективность и сокращение потребления топлива двигателем.
Согласно настоящему изобретению также создана камера сгорания с одной зоной, в частности, для авиационного турбовинтового двигателя, содержащая описанный выше диффузор.
Настоящее изобретение также относится к авиационному турбовентиляторному двигателю, содержащему описанный выше диффузор.
Настоящее изобретение станет более понятно, и его другие отличительные признаки, детали и преимущества будут раскрыты более подробно в нижеприведенном описании неограничивающего примера со ссылками на прилагаемые чертежи, на которых:
Фиг.1 - частичный схематический вид осевого сечения диффузора согласно настоящему изобретению вместе с камерой сгорания, имеющей одну зону.
Фиг.2-4 - частичные схематические виды осевого сечения различных вариантов воплощения диффузора согласно настоящему изобретению.
На чертежах левая сторона является верхней по потоку, или обращена вперед, а правая часть является нижней по потоку, или обращена назад.
Как показано на фиг.1, диффузор 10 согласно настоящему изобретению установлен на выходе компрессора (не показан) и поддерживается внутренней стенкой 12 и наружной стенкой 14, которые прикреплены фланцами 16 и 18 соответственно к внутреннему кожуху турбины и к наружному кожуху 20 турбины, содержащему, по меньшей мере, одну магистраль 22 для отбора воздуха на нужды самолета (наддува кабины, удаления льда с гондолы двигателя и т.д.), которая открыта вверх по потоку от камеры 24 сгорания, имеющей кольцевую форму и которую питает диффузор 10, и которая питает турбину высокого давления (не показана), установленную ниже по потоку от выхода 26 камеры сгорания.
На наружном кожухе 20 также установлена магистраль 28 для подачи топлива на форсунки 30, которые разнесены по периферии вокруг продольной оси А камеры 24 сгорания и двигателя.
Диффузор 10 имеет внутреннюю кругообразно симметричную стенку 32, окруженную наружной кругообразно симметричной стенкой 34, и тонкий лист 36, образующий разделительный элемент, который проходит вокруг продольной оси А двигателя между стенками 32 и 34 и который разделяет поток 38 воздуха, выходящий из компрессора, на два кольцевых потока, а именно внутренний поток 40 и наружный поток 42. Конструкционные рычаги 44 проходят радиально между тонким листом 36 и кругообразно симметричными стенками 32 и 34 для удержания тонкого листа 36 и передачи усилий на диффузор.
Топливные форсунки 30 в камере сгорания расположены на одной линии с нижним по потоку концом тонкого листа 36 и имеют такую же ориентацию, что и указанный нижний по потоку конец относительно продольной оси А двигателя.
Внутренний и наружный потоки, образованные между тонким листом 36 и внутренней и наружной кругообразно симметричными стенками 32 и 34 диффузора, имеют углы расширения, которые обеспечивают увеличение сечения потока воздуха в возрастающей степени от входа к выходу диффузора, при этом общий угол расширения диффузора 10 представляет удвоенный оптимальный угол расширения для простого диффузора без разделительного элемента, позволяя тем самым обеспечить оптимальную диффузию потока воздуха, выходящего из компрессора на укороченной осевой длине.
Радиально внутренний поток 40, выходя из диффузора 10, питает систему впрыска, образованную форсунками 30 в камере сгорания, и внутренний кольцевой канал 46, который обходит камеру 24 сгорания, при этом внутренний канал 46 образован между внутренней стенкой 12 для поддержки диффузора 10 и соответствующей кольцевой стенкой 48 камеры 24 сгорания и открывается внизу по потоку к внутреннему контуру для охлаждения турбины. Часть диффузионного потока 40, которая проходит по каналу 46, делится на поток 50, проходящий в камеру 24 сгорания через отверстия во внутренней кольцевой стенке 48, и на поток 52, направляемый во внутренний контур охлаждения турбины.
Радиально наружный поток 42 служит частично для питания системы впрыска камеры 24 сгорания и частично для питания камеры кольцевого канала 54, обходящего камеру 24 сгорания снаружи, при этом канал 54 образован между наружным кожухом 20 и наружной кольцевой стенкой 56 камеры сгорания. Воздух, текущий по каналу 54, делится на поток 58, проходящий в камеру 24 сгорания через отверстия в наружной кольцевой стенке 56, и на поток 60, подаваемый на наружный контур охлаждения турбины.
Когда активирован контур отбора воздуха на нужды самолета, отводная магистраль 22 запитывается частью 62 наружного потока 42, выходящего из диффузора.
В варианте воплощения с фиг.1 тонкий кольцевой лист 36, образующий разделительный элемент, проходит вверх по потоку по существу до верхних по потоку кромок конструкционных рычагов 44 и вниз по потоку по существу до нижних по потоку кромок конструкционных рычагов 44 и до кругообразно симметричных стенок 32 и 34 диффузора, заканчиваясь прямым наконечником 64.
Кругообразно симметричные стенки 32, 34 диффузора проходят вверх по потоку за кольцевой лист 36 и конструкционные рычаги 44 и соединяются между собой по существу радиальными перегородками 66 для спрямления (раскручивания) потока воздуха 38, выходящего из последней ступени компрессора.
В варианте воплощения с фиг.2 кругообразно симметричные стенки 32, 34 диффузора 10 находятся ниже по потоку от спрямляющих элементов (не показаны), и верхний по потоку конец листа 36 смещен вниз по потоку от верхних по потоку концов стенок 32 и 34 и от верхних по потоку кромок конструкционных рычагов 44. Кольцевой лист 36 выполнен обтекаемым для ограничения турбулентности и турбулентного следа за его нижним по потоку концом, которому придана форма относительно тонкой задней кромки 68. Задние кромки 70 конструкционных рычагов 44 расположены на небольшом расстоянии вверх по потоку от задних кромок кругообразно симметричных стенок 32 и 34 и от задней кромки 68 кольцевого листа 36 или, по существу, в той же плоскости, что и указанная задняя кромка.
Диффузор 10 согласно фиг.2 имеет первую нишу 72 на нижнем по потоку конце внутренней кругообразно симметричной стенки 32, расположенную между этой стенкой и наружной стенкой 12, поддерживающей диффузор, а также вторую нишу 73 на нижнем по потоку конце наружной кругообразно симметричной стенки 34 между этой стенкой и наружной стенкой 14, поддерживающей диффузор.
Эти ниши 72 и 73 создают зоны для стабильной рециркуляции между внутренней и наружной стенками 32 и 34 и стенками внутреннего и наружного кожуха 12 и 14 соответственно для того, чтобы улучшить нечувствительность к изменениям давления, температуры и скорости на высоте потока на входе в диффузор.
Конструкционные рычаги 44 сами могут быть выполнены обтекаемыми для ограничения потерь напора в диффузоре. Они также могут образовывать средство для спрямления потока 38 воздуха, выходящего из последней ступени компрессора.
В варианте воплощения с фиг.3 диффузор 10 по существу относится к тому же типу, что и показанный на фиг.2, но тонкий кольцевой лист 36, образующий разделительный элемент, не выполнен обтекаемым и заканчивается на нижнем по потоку конце прямым наконечником 64, в котором могут быть образованы отверстия 74, проходящие вверх по потоку и под углом, обратным углу расширения диффузора, чередуясь на каждой из двух граней тонкого листа 36.
Прямой наконечник 64 образует «мертвую» зону потока, в которой происходит рециркуляция при «дефиците» давления.
Отверстия 74 предназначены для уравнивания давления на внутренней и наружной гранях разделительного элемента 36 и на наконечнике 64, тем самым ограничивая вышеуказанные вредные эффекты наконечника и обеспечивая давление в потоке за наконечником.
Отверстия выполнены на задней периферии разделительного элемента 36 с определенным шагом по окружности. Количество и размеры этих отверстий определены так, чтобы соответствовать ограничениям, относящимся к изготовлению разделительного элемента.
В варианте воплощения с фиг.4 диффузор 10 по существу относится к тому же типу, что и показанный на фиг.3, но тонкий кольцевой лист 36, образующий разделительный элемент, заканчивается на своем нижнем по потоку конце прямым наконечником, имеющим периферийные фаски 76, так, чтобы ограничить зону рециркуляции воздуха за наконечником и способствовать разделению диффузионных потоков 40 и 42, чтобы они быстрее сцеплялись за наконечником.
Отличительные признаки разделительного элемента, образованного тонким кольцевым листом 36, предназначены для обеспечения большей жесткости при встрече с неравномерностями в потоке 38 воздуха, выходящем из компрессора, т.е. для создания потока без разделения или рециркуляции, для создания хорошего аэродинамического равновесия между двумя потоками 40 и 42, выходящими из диффузора, и для создания потоков, обходящих камеру сгорания, которые менее чувствительны к неравномерностям в потоке 38 воздуха. При этом рабочие характеристики камеры сгорания существенно улучшены. Разделительный элемент также позволяет защитить внутренний поток 40 в случае отбора воздуха на нужды самолета.
1. Диффузор для кольцевой камеры сгорания с одной зоной, в частности для авиационного турбовинтового двигателя, содержащий разделительный элемент, разделяющий поток воздуха, выходящий из компрессора, на два кольцевых диффузионных потока, при этом разделительный элемент образован тонким листом, соединенным конструкционными рычагами с внутренней и наружной кругообразно симметричными стенками диффузора, причем угол расширения каждого диффузионного потока, образованный указанным тонким листом в диффузоре, составляет приблизительно 12-13°, при этом топливные форсунки в камере сгорания расположены на одной линии с участком нижнего по потоку конца тонкого листа, образующего разделительный элемент, и ориентированы относительно продольной оси камеры сгорания, по существу, так же, как и указанный участок нижнего по потоку конца.
2. Диффузор по п.1, в котором наружный диффузионный поток питает систему впрыска топлива камеры сгорания, обводной контур для обвода камеры сгорания снаружи камеры сгорания и при желании контур отбора воздуха на нужды самолета.
3. Диффузор по п.1, в котором внутренний диффузионный поток питает систему впрыска топлива камеры сгорания и обводной контур для обвода камеры сгорания изнутри.
4. Диффузор по п.1, в котором тонкий лист имеет обтекаемую форму в продольном сечении.
5. Диффузор по п.1, в котором тонкий лист содержит наконечник на своем нижнем по потоку конце, имеющий отверстия, выполненные в нем и проходящие вверх по потоку, открываясь поочередно в каждой из граней тонкого листа для уравновешивания давления по обе стороны от разделительного элемента и у наконечника.
6. Диффузор по п.5, в котором тонкий лист содержит прямой наконечник с фасками на кромке на его нижнем по потоку конце для облегчения разделения диффузионных потоков.
7. Диффузор по п.1, в котором конструкционные рычаги образуют спрямляющие элементы для спрямления потока воздуха, выходящего из компрессора.
8. Диффузор по п.1, в котором спрямляющие элементы расположены между выходом компрессора и входом диффузора, например, между верхними по потоку выступами внутренней и наружной кругообразно симметричных стенок диффузора.
9. Диффузор по п.1, в котором конструкционные рычаги выполнены обтекаемыми для уменьшения потерь напора в диффузоре.
10. Диффузор по п.1, включающий нишу, расположенную между нижним по потоку концом внутренней кругообразно симметричной стенки диффузора и внутренней опорной стенкой, и/или нишу, расположенную между нижним по потоку концом наружной кругообразно симметричной стенки диффузора и наружной опорной стенкой, при этом ниши образуют стабильные зоны рециркуляции воздуха на выходе из диффузора.
11. Камера сгорания с одной зоной, в частности для авиационного турбовинтового двигателя, содержащая диффузор по п.1.
12. Авиационный турбовинтовой двигатель, содержащий диффузор по п.1.
www.findpatent.ru
Диффузор основной камеры сгорания авиационного газотурбинного двигателя содержит корпус с расположенными в нем телескопическими кольцами и диффузорный канал. Диффузорный канал образован рядом телескопических колец, соединенных между собой фиксаторами. Фиксаторы установлены с возможностью изменения формы диффузорного канала в зависимости от режима работы, принимая форму либо изоградиентного, либо канала с внезапным расширением. Такое выполнение диффузора повышает эффективность его работы на различных режимах работы газотурбинного двигателя. 3 ил.
Изобретение относится к области турбостроения, в частности к диффузорам основных камер сгорания (ОКС) авиационных газотурбинных двигателей (ГТД).
Для снижения скорости воздуха на входе в жаровую трубу ОКС и преобразования части кинетической энергии в прирост статического давления используется диффузор [1]. Известен безотрывный диффузор аэродинамического типа с профилированным каналом, который обеспечивает наименьшие потери полного давления и наибольшую равномерность поля скоростей [1]. Причем увеличение площади сечения канала происходит постепенно по длине канала, по закону плавного уменьшения давления и скорости. Конструктивно состоит из внешнего и внутреннего корпусов, образующих канал диффузора. Угол раскрытия диффузора от 7 до 12 градусов [1]. Основными недостатками такого диффузора являются: большая длина, что несомненно сказывается на массовых характеристиках двигателя, и чувствительность к изменению профиля скорости на входе. Анализ литературы [1, 2, 3] свидетельствует, что наиболее эффективным является диффузор с элементами регулирования режима течения. Наибольшее распространение получили диффузоры с отсосом пограничного слоя для уменьшения его толщины в качестве средства предотвращения отрыва потока в диффузорах с большими углами раскрытия. Основное отличие от аэродинамического диффузора - увеличенный угол раскрытия, что ставит проблему отсоса пограничного слоя, образующегося при увеличении угла раскрытия выше 12 градусов, для предотвращения отрыва потока и возникновения застойной области. Главными и основными недостатками существующих диффузоров является невозможность регулирования их по режимам работы ГТД с целью достижения максимальной эффективности. Щели для отсоса воздуха лучше всего было бы располагать непосредственно перед ожидаемой точкой отрыва потока. Однако, так как положение точки отрыва изменяется с изменением условий течения на входе в диффузор, щели обычно располагают у входа [1]. Наиболее близким к предложенному изобретению является диффузор основной камеры сгорания авиационного газотурбинного двигателя, содержащий корпус с расположенными в нем телескопическими кольцами, диффузорный канал [4]. Недостатком его также является невозможность его регулирования в зависимости от режима работы ГТД. Задачей, на решение которой направлено настоящее изобретение, является повышение эффективности работы диффузора в широком диапазоне режимов работы двигателя. Реальным решением этой проблемы является создание диффузора с регулируемым углом раскрытия и управляемым отсосом пограничного слоя. Поставленная задача решается за счет того, что в диффузоре основной камеры сгорания авиационного газотурбинного двигателя, содержащем корпус с расположенными в нем телескопическими кольцами, диффузорный канал образован рядом телескопических колец, соединенных между собой фиксаторами, установленных с возможностью изменения формы диффузорного канала в зависимости от режима работы, принимая форму либо изоградиентного, либо канала с внезапным расширением. Такое выполнение диффузора приводит к возможности регулирования канала диффузора путем изменения угла его раскрытия. Применение щелей с регулируемой площадью проходного сечения для отсоса воздуха из диффузора. На максимальных режимах и при запуске необходимо, чтобы размеры отрывных зон, потери полного давления были минимальными, а распределение давления было равномерным. Для этого целесообразно применять диффузор с внезапным расширением. При этом обеспечивается меньшая чувствительность профиля скорости на выходе из диффузора к изменениям профиля скорости на его входе, что является важным преимуществом в случаях, когда профиль скорости на выходе из компрессора зависит от режима работы двигателя и условий эксплуатации [2]. На пониженных режимах целесообразно иметь изоградиентный диффузор, который обеспечивает минимальные потери, связанные с отрывом потока, и меньшую несимметричность и неравномерность потока [1]. На фиг. 1 изображен общий вид диффузора при его работе на максимальном режиме, продольный разрез; на фиг. 2 - то же, при работе на пониженных по мощности режимах; на фиг. 3 - разрез А-А в повернутом положении. Предлагаемый диффузор содержит корпус 1 с телескопическими кольцами 2, фиксаторы 3, осевой привод 4, шток цилиндра 5, профилированное отверстие 6, в котором могут перемещаться фиксаторы 3. При запуске двигателя и при его работе на максимальных режимах ряд телескопических колец 2 находится в убранном положении, при котором образуется канал с внезапным расширением. Щели, образующиеся между телескопическими кольцами, являются щелями для отсоса воздуха из зоны с повышенным давлением. Суммарная площадь образующихся щелей подбирается таким образом, чтобы отсос воздуха не превышал 3-4% от суммарного расхода воздуха. Согласно [1] отсос воздуха в указанных пределах позволяет значительно повысить эффективность диффузора с внезапным расширением и приблизить его по такому важному параметру, как коэффициент восстановления полного давления к изоградиентному диффузору. При изменении режима работы, связанного с уменьшением расхода воздуха при помощи осевого привода 4 происходит выдвижение телескопических колец 2, при этом осевой привод воздействует на переднее кольцо, а через фиксаторы 3 в осевое перемещение вовлекаются остальные кольца 2. При этом происходит постепенное уменьшение площади проходных сечений щелей и требуемое уменьшение расхода отсасывающего воздуха. При работе двигателя на пониженных режимах форма диффузора - изоградиентная, щели для отсоса воздуха отсутствуют. Применение диффузора с элементами регулирования позволяет: во-первых, выбирать оптимальную форму канала в зависимости от режимов работы; во-вторых, уменьшить потери, связанные с трением газа о стенки, и потери, связанные с отрывом потока; в-третьих, на максимальном режиме, за счет увеличения расстояния от места внезапного расширения до зоны реакций, уменьшить скорость потока, что положительно сказывается на процессе горения в камере сгорания. Источники информации 1. А. Лефевр. Процессы в камерах сгорания ГТД. М.: Мир, 1986, с. 94, 115. 2. Майорова А.И., Ягодкин В.И. Методика и результаты расчетов течений в каналах с внезапным расширением. Труды ЦИАМ, N 883, 1980 год. 3. М. Е. Дейч, А.Е. Зарянкин. Гидрогазодинамика. М.: Энергоатомиздат, 1984, с. 282, 283. 4. EP 0100135 A1, МПК 6 F 23 R 3/26, 1984, фиг. 3,3в.Формула изобретения
Диффузор основной камеры сгорания авиационного газотурбинного двигателя, содержащий корпус с расположенными в нем телескопическими кольцами, диффузорный канал, отличающийся тем, что диффузорный канал образован рядом телескопических колец, соединенных между собой фиксаторами, установленных с возможностью изменения формы диффузорного каналов в зависимости от режима работы, принимая форму либо изоградиентного, либо канала с внезапным расширением.РИСУНКИ
Рисунок 1, Рисунок 2, Рисунок 3www.findpatent.ru
1/История идеи...
Первый проект вертолёта с двумя прямоточными реактивными двигателями на концах лопастей https://www.chipmake...163/entry/1159/ в связи с отсутствием производственной базы так и остался на стадии экспериментов. Были только эксперименты по изготовлению лопастей по моей идее - гибких - быстросборных https://www.chipmake...1167&blogid=163и обыкновенных стеклопластиковых по обратной матрице https://www.chipmake...1693&blogid=163.
Второй проект газотурбинного двигателя ветолёта потерпел неудачу из-за ошибок в конструк ции системы смазки https://www.chipmake...163/entry/1171/
Третий проект классической схемы https://www.chipmake...163/entry/1157/в связи с ошибками при проектировании оказался не способен к полётам - редуктор ошибочно имел обратное вращение.
Двигатель работает, лопасти крутятся, Со стороны много зрителей видят прекрасную картину вертолёта, готового к взлёту --- только у вертолёта лопасти крутятся в обратную сторону... Ну что-жЪ - покрутил движком лопасти и.... разобрал сию гравицапу!!!http://directlot.ru/lot.php?id=183987Четвёртый проект соосная схема https://www.chipmake...163/entry/1165/
Итак по теме!!!
ПРАКТИЧЕСКАЯ КОНСТРУКЦИЯ ДОЗВУКОВОГО ПРЯМОТОЧНОГО ВОЗДУШНО-РЕАКТИВНОГО ДВИГАТЕЛЯ
КОРПУС
Корпус дозвукового двигателя прямоточного воздушно-реактивного двигателя - открытая труба, составленная расширяющегося сопла (назвала диффузор), камеру сгорания, и суживающееся сопло (обычно называла сопло).
Количество осевого давления или помещает желательный от двигателя прямоточного воздушно-реактивного двигателя в заданной скорости, определяет размер области входа диффузора. Больший область входа диффузора больший осевое давление.Следующий рисунок №2 - график средней результирующей тяги, располагаемой в один квадратный дюйм области входа диффузора. Против операционной скорости двигателя прямоточного воздушно-реактивного двигателя.
Например, предположите, что дизайнер желает проектировать двигатель прямоточного воздушно-реактивного двигателя для малого вертолета прямоточного воздушно-реактивного двигателя, который требует двигателей в роторных кратких указаниях, чтобы поставить результирующую тягу тридцати пяти фунтов в двигатель. Этот вертолет должен быть оборудован винтами 7 метров в диаметре и вращаться с частотой 665 об/мин. Так как двигатели приложены к роторным кратким указаниям, операционная скорость каждого двигателя будет равна роторной окружной скорости, которая может быть рассчитана следующим образом:
Окружная скорость несущего винта (м / секунда) = пи x диаметр x частота/60 3.1416 *7 * 665) /60=243 м/сек
ОСЕВОЕ ДАВЛЕНИЕ ( Фунты в Квадратный дюйм Из Диффузора Входная область)Что касается Рис.№ 2 пути дизайнера результирующая тяга 3.5 фунтов, располагаемых на квадратный дюйм области входа диффузора в операционной скорости 800 футов / секунды.Создавать двигатель прямоточного воздушно-реактивного двигателя постановка результирующей тяги 35 фунтов в операционной скорости 800 футов / секунды., вход диффузора должен иметь десять квадратных дюймов области.Отношение(коэффициент) области входа диффузора к области выхода диффузора изменяется от три до четыре для наиболее дозвуковых конструкций прямоточного воздушно-реактивного двигателя. Наиболее широко использованное значение, являющееся три и половина. При использовании этого значения область выхода диффузора будет тридцать пять квадратных дюймов. Поэтому, размеры диаметра для диффузора двигателя прямоточного воздушно-реактивного двигателя примера будут:
Входной Диаметр . = (Область x 4) /3,14 = 10(4)/3,14 = 3,56
Диаметр Выхода = 35(4) / 3,14= 6.67 дюймов
Продолжительность диффузора зависит от авторского выбора одной из двух вероятных конфигураций. Усеченная параллельными плоскостями часть фигуры конуса впадины самая простая из двух конфигураций, чтобы изготовлять но дольше в продолжительности чем другая конфигурация который составы усеченной параллельными плоскостями части фигуры конуса впадины с искривленной вставкой (Рис. Престола * 3). Последняя конфигурация используется на большинстве коммерческих конструкций прямоточного воздушно-реактивного двигателя, потому что более короткая продолжительность предлагает меньшее количество торможения (сопротивление перевозкам сквозь среду).ЗАМЕТЬТЕ: Искривленная вставка позволяет(выплачивает) использованию большего угла сходимости (между 10 и 30 степенями)Угол сходимости диффузора без thc, искривленная вставка не должна превысить десять степеней (Рис. ПРЕСТОЛА * 4) или эффективность диффузора, будет падать ниже могущего быть акцептованным предела. Простое математическое уравнение для вычисления конической продолжительности для диффузора со вставкой может быть заявлено следующим образом:
Длинна диффузора = (Диаметр Диффузора выхода - Диаметр Диффузора входа)/ 0.525
Для двигателя примера, длинна диффузора будет: (6.67 - 3.56)/0,525 = 6 дюймов
Камера сгорания
Камера сгорания - просто баллон впадины с диаметром, равным таковому диаметра выхода диффузора. Продолжительность обычно определяется испытанием и погрешностью. Однако, хорошее "эмпирическое правило" - делают продолжительность камеры сгорания приблизительно тремя разами диаметром входа диффузора.Камера сгорания для двигателя примера будет баллон 6.67 дюймов в диаметре и длиной 10 дюймов.
Сопло
Выхлопное сопло, которое является зафиксированным выходом от камеры сгорания, имеет входной диаметр равным диаметру камеры сгорания. Диаметр выхода Сопла зависим от температуры камеры сгорания и может быть определен математически. Такая математическая обработка(уход) - вне возможностей(контекста) этой монографии. Хорошее "эмпирическое правило", для которого практический дизайнер может использовать, получает этот размер - делают область выхода сопла приблизительно 1.4 разами большее чем область входа диффузора. Область выхода сопла - критический размер, и это значение может лучше всего быть определенным испытанием и погрешностью (изменяющийся область, пока самое высокое значение осевого давления не получено). Однако, выше заявленного эмпирического коэффициента(фактора) даст приемлемо близкое значение.
Для двигателя примера диаметр выхода сопла будет: Диаметр сопла = (10(1,4)(4)) / 3,14 = 4.22 дюйма
Продолжительность сопла не критическая и не обычно никакой большая в значении чем входной диаметр диффузора.От информации, полученной на рисунке № 2 и выше заявленных эмпирических коэффициентов(факторов), дизайнер создаст корпус(кузов) из его двигателя прямоточного воздушно-реактивного двигателя к размерам, показанным на рисунке № 5, если он желает Двигателя, который поставит тридцать пять фунтов осевого давления в операционной скорости 800 нижнего поля во второго.
Материал
Рекомендуемый материал для изготовления снарядов(оболочек) двигателя прямоточного воздушно-реактивного двигателя был бы Тип 310, 321, или 347 нержавеющей стали, Наборщик 347 являющийся наиболее соответствующий из три. Толщина листа 16 датчика могла бы встречать(выполнять) требования прочности для машинных снарядов(оболочек) до максимального диаметра 7 дюймов. Если опорную плиту используют в корпусе (описание престола ниже) 20 листового материала датчика может использоваться, изготовляют диффузор, камеру сгорания, и выхлопное сопло.
Конструкция
Коммерческие снаряды(оболочки) прямоточного воздушно-реактивного двигателя изготовлены от производственных процессов типа штамповки, вращения, и т.д., который среднее число experimenter не может позволять себе. Рекомендуемая процедура конструкции для большинства experimenters была бы должна прокрутить камеру сгорания от листового материала в баллон впадины и прокручивать диффузор и выхлопное сопло в конические усеченные параллельными плоскостями части фигуры. Тогда присоединитесь к всем трем частям, сваривая. Заботу(осторожность) Икстрим нужно использовать в сварке этих частей вместе чтобы не вызвать деформацию и нарушение в корпусе. Вся стеклянная дробь сварки должна быть основание к гладкости. Гладкость внутри машинного снаряда(оболочки) чрезвычайно важна.
Конструкция Опорной плиты
В течение операции, высокая температура горения и центробежная сила заставляет корпус деформироваться некруглый и искать " снижение разрыва " форма, так уничтожая деятельность двигателя. Чтобы предотвращать такую деформацию, опорная плита может привариваться камера сгорания до сварки диффузора и выхлопного сопла к камере сгорания.Опорная плита для двигателя примера может иметь следующие размеры как показано на рисунке № 6.
ТОПЛИВНАЯ СИСТЕМА
Топливная система включает ту партию(часть) двигателя прямоточного воздушно-реактивного двигателя который товар и передает воздушному потоку, вводящему(входящему) в двигатель, обстреливают достаточное количество топлива для эффективной операции. Рисунок * 9 иллюстрирует самый простой тип топливной системы для прямоточных воздушно-реактивных двигателей, приводящих в движение ротор. Должно быть отмечено, что эта система содержит только barest минимум оборудования: топливный бак, отсечной клапан, регулятор расхода, и форсунка непосредственного
Регулятор расхода
Идеальный регулятор расхода должен автоматически регулировать расход топлива для изменений в машинной скорости, изменения в высоте, и т.д. Однако, такие сложные устройства не существенны для удовлетворительной операции малых вертолетов прямоточного воздушно-реактивного двигателя. Управляемый вручную игольчатый клапан вместе с расходомером может снабжать приемлемо хорошее регулирование расхода топлива. Также, имеются устройства для регулирования дебита, располагаемые коммерчески, которые измеряют данный объем потока независимо от входного давления. Производство Сена Компания, Эри, Pa., делает простое недорогое управление "Mesurflo", которое, выступается, идеальное для использования в топливной системе, описанной на рисунке № 9.
Форсунка непосредственного впрыска топлива
Конструкция форсунок непосредственного впрыска топлива для прямоточных воздушно-реактивных двигателей, которые используют на роторе усложнена неизбежной высокой центробежной силой созданный сбор к вращению(циклическому сдвигу). Эта фирма увеличивает топливное давление в сопле к приблизительно 3000 пси. Рисунок № 11 - график топливного давления в форсунке непосредственного впрыска топлива против ротора ОБОРОТОВ В МИНУТУ для сопла, зафиксированного на диаметром 23 нижнего поле. (ПРИМЕЧАНИЯ Престола - Партия(часть) B для дополнительной информации.)
Высоко топливные давления требуют чрезвычайно малых отверстий разливочного стакана, которые в свою очередь означают большее количество расхода в конструкции сопла и более бедного управления распределения топлива. Также, это неизбежное высокое давление в сопле косвенно воздействует на расходы на модернизацию, потому что дорогое насосное оборудование высокого давления требуется, чтобы дублировать характеристики расхода топлива в течение статических испытаний в аэродинамической трубе.Имеются много недорогих сопл, располагаемые коммерчески, который мог бы использоваться с хорошими исходами, снабжал, топливное давление низко. Большинство тех сопл разработано и калибровано, чтобы оперировать с топливными давлениями в соседстве(окрестностях) 100 ПСИ. Некоторые думали, подался возможности оборудования топливной системы с регулятором давления, который будет содержать давление в сопле за 100 потери отношения ПСИ ротора ОБОРОТОВ В МИНУТУ. Преимущество способности использовать более дешевые сопла, чтобы предсказать модель распределения топлива с большим количеством уверенности и потери использования, дорогое насосное оборудование не может быть преодолено и недостаток добавленного веса, и возможности пульсации в расходе топлива который вызвал бы "неполное сгорание"("неравномерное горение") в камере сгорания.Конструкции Впрыска топлива зависят в значительной степени от конструкции системы стабилизации горения, но вообще:Хорошая конструкция требует равномерного перемешивания топливного и входящего воздушного потока с так небольшой неисправностью(нарушением) к воздушному потоку насколько возможно.Такая потребность обычно означает центрально зафиксированное разбрызгивание через форсунку, снабжают топливом вход и в перпендикуляре направления к потоку воздушного потока. Рисунок № 12 выходов этот тип сопла
Конструкция топливной форсунки, показанная ниже на рисунке № 13 следует принцип(компонент), заявленный выше и рекомендуется на двигатель прямоточного воздушно-реактивного двигателя использование опорной плиты в корпусе. Это просто состоит серебра трубки(системы трубопроводов) дюйма 1/4, спаянного к передней стороне опорной плиты и пробуренный с * 80 берлог, чей параметры перпендикулярны к направлению воздушного потока. Те берлоги так располагаются, чтобы позволить(выплатить) более плотному расходу топлива в завершении к центру. Точный зазор и число берлог может лучше всего быть определенным испытанием и погрешностью в течение испытания(испытания).
Присущее распределение топлива чрезвычайно важно. Без присущего распределения топлива иначе хороший двигатель представит плохо, если вообще не будет работать.
Заданный Расход топлива
Заданный расход топлива зависит от оценки осевого давления двигателя. Рисунок № 14 - график в фунтах топлива, заданного в час в фунт осевого давления (С. Вперед. C.) против операционной скорости.
СИСТЕМА СТАБИЛИЗАЦИИ ГОРЕНИЯ( Стабилизатор пламени)
Чтобы содержать пламя в любом высоком воздушном потоке скорости, некоторый способ экранирования источника пламени необходим. Такое устройство экранирования названо стабилизатором пламени. Имеется бесконечное число форм, и формирует стабилизатор пламени, может брать. Четыре из более успешных форм показываются на рисунке № 15.
Стабилизаторы пламени типа отвода - среди более надежных стабилизаторов пламени типа. Однако, радиальный палец или тип сетки(координатной сети), выступается, наиболее популярный на современных конструкциях прямоточного воздушно-реактивного двигателя. Отвод напечатает flameholdor, оперирует лучше всего с максимальной топливной напряженностью в центральной оси двигателя. При учете корпуса, конический тип отвода, flameholdor, выступается, лучший удовлетворенный для двигателя примера. Рисунок № 16 усадок размеры Стабилизатора пламени, которые нужно использовать в двигателе примера.
Одно очень важное правило(власть), чтобы помнить на конструкции стабилизатора пламени может быть заявлено следующим образом:Воздушный поток по внутреннему банкротству(стене) машинного снаряда(оболочки) (этот тонкослойный из воздуха, который цепляется за банкротство(стену), назван, пограничный слой) не должен быть прерван преградамиПотому что пограничный слой служит как изолятор между высоким температурным пламенем и банкротством(стеной) снаряда(оболочки). Любое прерывание обычно означает острия или разжигающие повторения в снаряде(оболочке). Нарушение этого правила(власти) иллюстрируется на рисунке № 17
Количество закупорки воздушного потока, созданной стабилизатором пламени прямо воздействует на характеристику двигателя. Со слишком небольшой закупоркой пламя не может поддерживаться. Слишком много закупорки уменьшают осевое давление, располагаемое от двигателя. Цель дизайнера состоит в том, чтобы содержать ожог по в широких пределах расхода топлива с так небольшой закупоркой насколько возможно. Хорошее "эмпирическое правило", чтобы помнить относительно flameholdor закупорки:Максимальная область поперечного сечения стабилизатора пламени не должна превысить тридцать (30) процентов от области поперечного сечения камеры сгорания.Что касается двигателя примера область основы конуса стабилизатора пламени не должна превысить 30 процентов от 35 квадратных дюймов.Хороший коэффициент(фактор) сравнения для индикации деятельности стабилизатора пламени - пределы соотношения компонентов горючей смеси, в которых ожог может поддерживаться. Каждая конструкция стабилизатора пламени имеет диапазон(ассортимент) топлива, чтобы проветрить смеси, что это будет содержать пламя. Конечности этого диапазона(ассортимента) обычно упоминаются как скудный срыв пламени (топливовоздушная смесь, в которой пламя гасит сбор к слишком немного) и богатый срыв пламени (топливовоздушная смесь, в которой пламя гасит сбор к слишком большому топливу). Хорошая конструкция flameholdor должна иметь как долго диапазон(ассортимент) соотношения компонентов горючей смеси насколько возможно без того, чтобы предложить слишком много закупорки.
Воспламенитель
Чтобы воспламенить топливовоздушную смесь, которая течет прошлой стабилизатор пламени требуется некоторый тип воспламенителя (обычно экранированный sparkplug). Точное размещение воспламенителя представляет чрезвычайно трудную проблему и определено в большинстве случаев испытанием и погрешностью. Общее размещение - около кормовой оконечности стабилизатора пламени. Для двигателя примера воспламенитель может быть зафиксирован как показано на рисунке № 18.
Диффузор
Следующее уравнение, которое было принято от NACA ARR Номер L4F26 определяет искривленный контур вставки диффузора.
Y = (0.5 D1) / (1+Х)
где: Y = вертикальная координата
X = Горизонтальная координатаL = Длинна диффузора- x (sqrt (A1/A2 - 1)) A1 = область Поперечного сечения входа диффузора ЛевыйA2 = область Поперечного сечения диффузора выходитD1 = Диаметр входа диффузораD2 = Диаметр выхода диффузора,применяющего горное уравнение к двигателю примера, который мы получили:Y = 1.785/1 – 0.77X
Выбирая координату X, передача Y координата может быть решена для.
Следующее уравнение может использоваться, решают для топливного давления в любой станции(месте) по ротору для данного ротора ОБОРОТОВ В МИНУТУ.
P = (29.35* ((N/6*C) квадрат)*(R квадрат)) /144
где:
P Положение согнувшись = Снабжает топливом давление (1b/sqin)
N = Частота вращения ротора (ОБОРОТОВ В МИНУТУ)
R = Правая сторона =, удаленная станция - от центра вращения (футы)
Например, решите для топливного давления в регуляторе расхода, зафиксированном на роторе 2 нижних поле от центра вращения, когда ротор перемещает 600 оборота в минуту.P = 29.35 (600/60) ^2 (2) 2 ^ от 2 = 29.35 (100) ( 4) / 144 = 82 lb/sqin
ВОПРОС_ОТВЕТ
ВОПРОС * 1: этот расход топлива, как цитируется в этой монографии, слишком высоко?ОТВЕТ: расход топлива, как обозначено на рисунке * 14, представляет средние величины, доступные с дозвуковыми прямоточными воздушно-реактивными двигателями до настоящего времени. Это - намного выше чем большинство людей, понимают (реализуют), и по этой причине, имеются много дебатов среди инженеров относительно значения двигателя как движущий способ для вертолетов, так как это стоит оператор приблизительно $ 10.00 для топлива, чтобы оперировать двигатель прямоточного воздушно-реактивного двигателя осевого давления 35 фунтов час. Проповедники прямоточных воздушно-реактивных двигателей доказывают, и с должным основанием, что разность в стоимости между вертолетом прямоточного воздушно-реактивного двигателя и условным вертолетом будет больше чем сделать разность в стоимости топлива. Это - вопрос, каждый персонаж будет должен ответить для себя.
ВОПРОС * 2: Почему Вы выбирали значение 35 фунтов осевого давления для двигателя примера?ОТВЕТ: Это - среднее значение осевого давления, которое издавало, данные указывают двигатели прямоточного воздушно-реактивного двигателя, и для Мак Доннелла, и вертолеты прямоточного воздушно-реактивного двигателя Окучника оперируют.
ВОПРОС * 3: Если я следую команды, сформулированные в этой монографии, я могу быть уверен в двигателе прямоточного воздушно-реактивного двигателя, использующем согласно деятельности, обозначенной в этой монографии?ОТВЕТ: Нет! Двигатель прямоточного воздушно-реактивного двигателя, в лучшем случае является несколько ошибочным в операции, и составитель программы будет иметь множество наладки, чтобы делать прежде, чем он может быть уверен в удовлетворительном двигателе.
ВОПРОС * 4: Какое топливо Вы рекомендовало бы на использование в двигателе прямоточного воздушно-реактивного двигателя?ОТВЕТ: Обыкновенное горючее или керосин.
-----------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------
Ещё одна конструкция ПВРД
(перевод на русский язык местами может быть не точным... ) как мог...
Воздушно реактивный двигатель представлен здесь по специальному заказу сотен читателей науки и читателей механика ", который увидел фотографию нем, которая появилась в Круглый стол читателей (стр. 6, октябрь, 48-го года, S & M)Двигатель может быть сделан, из нескольких кусков алюминия, которые вы можете получить из листового металла в магазине или в ближайшим хобби центре. Кроме того, необходимые средства находятся в пределах объема большинства экспериментов.Все готово? Пошли!
Сделать основные части (ABC в чертежах) из 1/16 (1,5 мм) листового алюминия, если у вас есть. Если нет, 3/64 (1,1 мм) листового алюминия.Во-первых выложить два конуса переменного тока на подходящем куске картона, а затем перенести их на металл. После этого тщательно эти, и свернуть их в необходимую форму над рисунком древесины лиственных пород, с использованием листового металла валиком или деревянную или пластиковую столкнулись молоток или молоток.Теперь составляют главный цилиндр (B на рисунках). Это намного проще, потому что это прямой трубки. Когда это будет сделано, сваривайте швы. Использование файла и кусок наждачной бумагой, сгладить сварных швов.
Теперь вы готовы, чтобы сформировать изогнутую форму из трех труб (он же является внутренним топливным баком – между А В С). Это делается холодной, так как он не является необходимым для нагрева концов труб. Поместите образцы твердых пород внутри секций, убедившись, это достаточно долго, так что один конец может быть проведено в тиски и работа может свободно вращаться. Следующая бить металл к его нужной формы с молотком. Когда это будет сделано, вы можете сварить разделы (CA) вместе; нет необходимости одеваться этот шов.
Следующий шаг должен сделать топливную форсунку (детальный чертеж). Сосок является частью типа локоть масленки, которые могут быть куплены в любое автозапчастей розничной торговли. Так как сосок закаленной стали она должна быть сначала отжигают, прежде чем он может быть в форме. Отрежьте мяч заканчивается, и развернуть требуемого размера труб. Нет необходимости, чтобы нажать на отверстие, в которое установлен инжектор через впускной горле, так как ниппель имеет трубной резьбой; сделать это отверстие самостоятельно резьбы делом. С топливный инжектор плотно ввинчивается во впускной горле мы можем начать работу над заливной пробки. Сама вилка может быть составлен из куска алюминия бар акций, а отверстие в ней резьбой с использованием 8? -20 NC-кран.Далее подгоняют, чтобы соответствовать внутренние и внешние секции вместе, и имеют устройство полностью сварной на обоих концах (внутрь заливается топливо) . Тогда чистый и одеваться сварных швов до нужной формы. Там не должно быть никаких утечек в этих швов. Макияж монтажный кронштейн, как показано на рисунке, и закрепите его в двигатель, но не сварить их вместе, как это нужным трения.
ЗАПУСКСделайте вращающийся испытательный стенд радиусом 5 футов. Изготовлен из алюминиевых труб, или лиственной доски. Сделать твердое основание, на котором эта конструкция может свободно вращаться по горизонтали, как карусель. Пристегните двигатель на одном конце, и обтекаемый противовес на противоположном конце.Чтобы убедиться, что база испытательном стенде не шаткая, разместите 4 кирпичи на его базе, чтобы быть на безопасной стороне.
Чтобы запустить двигатель, сначала заполнить реактивный двигатель спиртом (метиловый спирт гидрата). Затем затяните наполнитель так, чтобы она плотно, но не слишком туго. Убедитесь, заливного отверстия на верхней части двигателя, рядом, провод немного алкоголя всасывается отходы в конце 3-м. Деревяшка зачистки и является селитра факела. Поместите факел под реактивный двигатель, пока алкоголь не закипает. Тогда, когда двигатель начинает проводить собственное пламя, дистанционное подожгли стенд четкое. Модель будет постепенно бункеры из ускорить сам по себе.
Помните !!!вы работаете с легковоспламеняющимися материалами. Используйте надлежащие меры предосторожности.Этот двигатель является игрушкой.
------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------
Ещё одна конструкция по теме...
www.chipmaker.ru
Изобретение относится к энергетике. Камера сгорания авиационного газотурбинного двигателя, в которой реализовано объединение основной и форсажной камер сгорания в единую камеру. Камера сгорания имеет две зоны горения: основную и форсажную. Основная зона существует постоянно, форсажная - на форсированных режимах работы камеры. Положительный результат является следствием того, что условия горения в форсажной зоне горения основной камеры сгорания при тех же значениях суммарного коэффициента избытка воздуха объективно лучше, чем в форсажных камерах аналогичных газотурбинных двигателей. Изобретение позволяет расширить диапазон режимов работы основных камер сгорания по суммарному коэффициенту избытка воздуха. 5 з.п. ф-лы, 3 ил.
Изобретение относится к авиадвигателестроению.
Появление высокотемпературных (Тг* более 2000 K) газотурбинных двигателей (ГТД) делает актуальной задачу расширения диапазона рабочих режимов основных камер сгорания по суммарному коэффициенту избытка воздуха αΣ.
Целью изобретения является решение обозначенной задачи.
Известны основные камеры сгорания ГТД, содержащие корпус, входной диффузор, жаровую трубу с отверстиями, на входе в которую расположены воздушные завихрители и топливные форсунки, воспламенитель (Нечаев Ю.Н., Федоров P.M. Теория авиационных газотурбинных двигателей. 4.2. М.: Машиностроение, 1978, с. 65, рис. 11.5). Коэффициент избытка воздуха в основных камерах сгорания изменяется от αΣmin≈3 до αΣmax≈8 (там же, стр. 74, рис. 11.11).
Известны форсажные камеры сгорания ГТД, содержащие корпус, входной диффузор, топливные коллекторы с форсунками, теплозащитный и антивибрационный экран, форкамеру (там же, стр. 70, рис. 11.9). Коэффициент избытка воздуха в форсажных камерах сгорания изменяется от αΣmin≈1,1 до αΣmax≈2,2 (там же, стр. 74, рис. 11.14).
Известны двухзоновые камеры сгорания ГТД, в которых сгорание топлива происходит последовательно в зонах с богатой и бедной топливовоздушными смесями, что позволяет снизить количество вредных выбросов в атмосферу (В.С. Чигрин, С.Е. Белова. Конструкция камер сгорания и выходных устройств авиационных ГТД. Рыбинск: РГАТА, 2006, с. 26.)
Поставленная цель достигается тем, что камера сгорания авиационного ГТД, содержащая корпус, входной диффузор, воспламенитель, имеет жаровую трубу, состоящую из узкой и широкой частей (площадь миделя широкой части в 1,5÷2 раза больше площади миделя узкой части). На входе в жаровую трубу расположен воздушный завихритель, между узкой и широкой частями - газовоздушный смеситель, на входе и выходе из узкой части - топливные форсунки.
Предпочтительно в качестве газовоздушного смесителя использовать лепестковый смеситель либо воздушный завихритель. Предпочтительно внутри жаровой трубы иметь стабилизаторы пламени.
Сущность изобретения заключается в объединении основной и форсажной камер сгорания ГТД в единую камеру, что создает интегральный эффект: расширяется диапазон режимов работы основной камеры сгорания по αΣ, повышается полнота сгорания топлива ηг по отношению к исходным камерам. Камера имеет две зоны горения: основную и форсажную. Основная зона существует постоянно, форсажная - на форсированных режимах работы камеры (αΣ<2,5). Положительный результат является следствием того, что условия горения (скорость потока, давление газа) в форсажной зоне основной камеры сгорания при тех же αΣ объективно лучше, чем в форсажной камере аналогичного ГТД.
На фиг. 1 изображена камера сгорания ГТД;
на фиг. 2 изображена камера сгорания ГТД;
на фиг. 3 изображена характеристика полноты сгорания камеры сгорания ГТД.
Камера сгорания (фиг. 1) состоит из корпуса 1, жаровой трубы 2, которая состоит из двух частей: узкой и широкой (на боковых поверхностях жаровой трубы выполнены отверстия), диффузора 3, воздушного завихрителя 4, расположенного на входе в жаровую трубу, лепесткового смесителя 5, расположенного между двумя частями жаровой трубы, топливных форсунок 6 и 7, расположенных на входе в жаровую трубу и выходе из ее узкой части, воспламенителя 8, стабилизаторов пламени 9.
Воздух, поступающий из компрессора, тормозится в диффузоре 3, делится на первичный, вторичный, третичный и смесительный. Первичный воздух через завихритель 4 поступает в жаровую трубу непосредственно к месту расположения форсунки 6, вторичный - через отверстия в боковой поверхности узкой части трубы 2, третичный - через лепестковый смеситель, смесительный - через задние отверстия боковой поверхности трубы 2. Топливо поступает в жаровую трубу через форсунки 6 и 7. Первичный воздух смешивается с топливом, поступающим через форсунку 6, образует топливовоздушную смесь, которая создает зоны обратных токов. Воспламенение топливовоздушной смеси осуществляется от воспламенителя 8 - образуется основная зона горения. Вторичный воздух попадает в основную зону горения через отверстия в боковых стенках жаровой трубы. Среднее значение коэффициента избытка воздуха в основной зоне горения определяется по сумме расходов первичного и вторичного расходов воздуха и составляет 1,7÷1,8.
В заднюю часть зоны горения через форсунку 7 подводится топливо, средний коэффициент избытка воздуха в зоне горения резко понижается, опускаясь ниже порога горения (α<0,5). Чтобы пламя не погасло, концентрацию топлива делают неравномерной - на периферии концентрация топлива выше, чем в центре, что обеспечивается пространственной ориентацией форсунки: топливо подается вдоль внутренней поверхности жаровой трубы в окружном направлении.
Богатая смесь (α<0,5) смешивается с третичным воздухом, поступающим в жаровую трубу через смеситель 5. В зависимости от величины подачи топлива через форсунку 7 коэффициент избытка воздуха увеличивается до 1,1÷1,8. За стабилизаторами пламени 9 образуются зоны обратных токов. Факел пламени, являющийся продолжением основной зоны горения, поджигает смесь, находящуюся в зоне обратных токов, образуется форсажная зона горения.
Через задние ряды отверстий внутрь жаровой трубы поступает смесительный воздух, который формирует поле температур на выходе из камеры сгорания. Коэффициент αΣ на выходе из камеры сгорания на форсированных режимах составляет 1,5÷2,5.
На нефорсированных режимах работы камеры подача топлива через форсунку 7 не производится. Горячий газ на выходе из основной зоны горения смешивается с третичным и смесительным воздухом, что ведет к снижению температуры газа и повышению αΣ. Величина αΣ в этом случае определяется величиной подачи топлива через форсунку 4. Коэффициент αΣ на выходе из камеры сгорания составляет 2,5÷8.
Общее изменение αΣ (на форсированных и нефорсированных режимах) составляет 1,5÷8. При необходимости (за счет изменения соотношений между первичным, вторичным, третичным и смесительным расходами воздуха) этот диапазон можно сдвигать, как в сторону богатых, так и в сторону бедных топливовоздушных смесей.
Для сокращения длины камеры сгорания вместо лепесткового смесителя можно рассмотреть вариант использования воздушного завихрителя (фиг. 2, где поз. 10 - воздушный завихритель). В этом случае можно рассчитывать на организацию зон обратных токов, что позволит отказаться от стабилизаторов пламени.
Условием сохранения режима работы камеры сгорания при переходе от одной зоны горения к двум и обратно является сохранение количества подводимой теплоты Q=const (основная зона горения при отсутствии форсажной должна обеспечить заданную температуру на выходе из камеры сгорания), из которого следует
где F2 и F1 - площади миделей широкой и узкой частей жаровой трубы; α2max и α1min - предельные (максимальный и минимальный) коэффициенты избытка воздуха в форсажной и основной зонах горения.
Принимая во внимание, что минимальные коэффициенты избытка воздуха углеводородных топливовоздушных смесей составляют менее единицы, а максимальные - не более двух, отношение площадей миделей широкой и узкой частей жаровой трубы должно составлять 1,5÷2.
На фиг. 3 показана типовая характеристика полноты сгорания предлагаемой камеры, построенная на основе типовых характеристик основных и форсажных камер сгорания ГТД.
Применение камеры сгорания позволит расширить возможности применения ГТД по высотам и скоростям полета, улучшить тягово-экономические характеристики ГТД.
1. Камера сгорания авиационного газотурбинного двигателя, содержащая корпус, входной диффузор, жаровую трубу с отверстиями, на входе в которую расположены воздушные завихрители и топливные форсунки, воспламенитель, отличающаяся тем, что жаровая труба состоит их двух частей: узкой и широкой, в конце узкой части расположены топливные форсунки, на входе в широкую часть - газовоздушный смеситель.
2. Камера сгорания авиационного газотурбинного двигателя по п. 1, отличающаяся тем, что отношение площадей миделей широкой и узкой частей жаровой трубы составляет 1,5÷2.
3. Камера сгорания авиационного газотурбинного двигателя по п. 1, отличающаяся тем, что в качестве газовоздушного смесителя используется лепестковый смеситель.
4. Камера сгорания авиационного газотурбинного двигателя по п. 1, отличающаяся тем, что в качестве газовоздушного смесителя используется воздушный завихритель.
5. Камера сгорания авиационного газотурбинного двигателя по п. 1, отличающаяся тем, что внутри жаровой трубы расположены стабилизаторы пламени.
6. Камера сгорания авиационного газотурбинного двигателя по п. 1, отличающаяся тем, что топливо через форсунки, расположенные в конце узкой части жаровой трубы, подается вдоль внутренней поверхности жаровой трубы в окружном направлении.
www.findpatent.ru
