Пристрій подачі палива та повітря до камер згоряння газотурбінного двигуна

1. Устройство подачи топлива и воздуха в камеры сгорания газотурбинного двигателя, закрепленные на роторе турбины, содержащее крыльчатку с венцом лопастей, образующих межлопастные полости подачи воздуха в упомянутые камеры сгорания, а также каналы подачи топлива, сообщенные с форсуночными устройствами камер сгорания, о т л и ч а ю щ е е с я тем, что крыльчатка подачи воздуха выполнена центростремительной, жестко скреплена с ротором турбины и направлена своими межлопастными полостями на фронтовые части камер сгорания, упомянутые каналы подачи топлива выполнены в указанной крыльчатке, а форсуночные устройства закреплены в крыльчатке с выходом последних в межлопастные полости крыльчатки С > ю ел 21651 ми с ротором двигателя. Камеры сгорания размещены по касательной вокруг оси двигателя. Подача воздуха в камеры сгорания обеспечивается посредством крыльчатки цент- 5 робежного компрессора, а топливо в камеры сгорания подается через радиальные каналы маховика* от общего центрального канала. Известно также устройство подачи топ- 10 лива и воздуха в камеру сгорания [Европейская заявка N 0079149, кл. F 02 С 3/16. F 23 ? R 3/52, 1981]. Устройство представляет собой газотурбинный двигатель с тороидальной камерой сгорания, совмещенной на 15 выходе с лопатками ротора центробежной турбины. Тороидальная камера сгорания является частью диска ротора указанной центробежной турбины. Подача топлива в 20 указанную камеру сгорания осуществляется через радиальные каналы, выполненные в указанном диске. Радиальные каналы, в свою очередь, сообщены с каналом подвода топлива, выполненным в вале ротора. 25 На входе в камеру сгорания имеются лопасти, установленные на диске, соединенном с диском ротора турбины через шестеренчатую передачу, подающие воздух для горения. Следует отметить, что радиальные 30 каналы в данном случае технологически нелегко выполнить без дополнительного усовершенствования конструкции диска. Выполнение каналов между двух частей требует решения вопросов крепления этих час- 35 тей. Сами каналы ослабляют тело диска, несущего по своей периферии камеры сгорания. Тем не менее рассматриваемое устройство по набору существенных признаков и 40 близости решаемой задачи выбрано в качестве прототипа. Перед авторами стояла задача создать такое техническое решение устройства подачи топлива и воздуха в отдельные вращаю- 45 щиеся камеры сгорания, с выходными сечениями, совмещенными с венцом турбины, в котором диск, несущий на себе камеры сгорания, не был бы ослаблен каналами подачи топлива, будучи от них освобожден и 50 которое содержало бы автономное средство, где одновременно был бы размещен: 1) венец лопастей подачи воздуха в каждую отдельную камеру сгорания, 2) каналы подачи топлива к отверстиям форсуночных уст- 55 ройств каждой камеры. 3) сами форсуночные устройства для всех камер сгорания, 4} средство, обеспечивающее одновременный розжиг отдельных вращающихся камер сгорания. В дополнение к вышеизложенному следует отметить, что эта задача, в частности, решалась в конкретном применении к конструкции газотурбинного двигателя [Заявки Украины N° 93-121748 и России № 94016323 с конвенционным приоритетом от 08.09.93]. Особо следует отметить, что авторы ставили подзадачу, чтобы это устройство подачи топлива и воздуха к камерам сгорания удобно компановалось с размещенным в относительно холодной части двигателя поворотным направляющим аппаратом для подачи воздуха в межлопаточные каналы крыльчатки для получения технического эффекта, состоящего в возможности удобно управлять частотой вращения турбины, с которой снимается мощность (в данном случае, с турбины, несущей камеры сгорания), и снизить потери давления на входе в камеры сгорания. Основной технический результат состоит в получении модуля, который позволяет подавать парциально и целенаправленно воздух к каждой отдельной камере в расчетном количестве с минимальными потерями, топливо к каждой из камер сгорания, а также обеспечить практически одновременный розжиг индивидуальных вращающихся камер сгорания. Важным достигаемым техническим результатом является то, что несущий камеры сгорания диск, находящийся в достаточно тяжелых термических условиях и под воздействием центробежных сил, освобожден от концентраторов дополнительных напряжений в виде каналов подачи топлива, что повышает его надежность и долговечность. Поставленная задача решается тем, что в известном устройстве подачи топлива и воздуха в камеры сгорания газотурбинного двигателя, закрепленные на роторе турбины, содержащем крыльчатку с венцом лопастей, образующих межлопастные полости подачи воздуха в камеры сгорания, а также каналы подачи топлива, сообщенные с отверстиями форсуночных устройств подачи топлива в камеры сгорания, произведено усовершенствование. Усовершенствование заключается в том, что крыльчатка подачи воздуха выполнена центростремительной, жестко скреплена с ротором турбины и направлена своими межлопастными полостями на фронтовые части камер сгорания, упомянутые каналы подачи топлива выполнены в указанной крыльчатке, а форсуночные устройства закреплены в крыльчатке с выходом каждого упомянутого форсуночного устройства в межлопастные полости крыльчатки. 5 21651 Поставленная задача решается более эффективно, если вся фронтовая часть каждой камеры сгорания по обе ее стороны в окружном направлении ограничена двумя лопастями крыльчатки, между которыми 5 размещены две другие лопасти. Между этими другими лопастями размещен выход каждого упомянутого форсуночного устройства. При этом радиальная глубина межлопастных полостей между первой и другой лопа- 10 стями охватывает фронтовую часть каждой из камер сгорания, а упомянутые полости сообщены с полостями охлаждения вокруг наружной поверхности камер сгорания. Устройство работает более эффективно, 15 если на входе в указанные межлопастные полости крыльчатки установлен регулируемый направляющий аппарат подачи воздуха в крыльчатку. Решение поставленной задачи расши- 20 ряется за счет того, что на крыльчатке, со стороны, противоположной стороне с лопастями, образована кольцевая полость розжига, ограниченная кольцевой крышкой и сообщенная с каждой из отдельных камер 25 сгорания. Изобретение иллюстрируется чертежами. На фиг. 1 представлена передняя часть продольного разреза газотурбинного двига- 30 теля; на фиг. 2 - средняя часть продольного разреза газотурбинного двигателя, где показаны турбина компрессора и турбина съема мощности с газодинамическими каналами рабочего колеса, совмещенными с 35 выходными сечениями отдельных камер сгорания; на фиг. 3 - конечная часть продольного разреза с предлагаемым устройством подачи воздуха и топлива в камеры сгорания упомянутого двигателя в компоновке с регу- 40 лируемым, направляющим на крыльчатку воздух, аппаратом; на фиг. 4 - разрез А-А с видом на торец крыльчатки, прилегающий к фронтовому устройству камеры сгорания, а также размещение каналов подачи топлива 45 к форсуночному устройству одной из индивидуальных камер сгорания и взаимное расположение предлагаемого устройства с запальником и направляющим аппаратом. В конкретном варианте практического 50 выполнения предлагаемого устройства подачи топлива и воздуха, являющегося частью газотурбинного двигателя, имеется турбина 1 съема мощности, которая содержит в себе рабочее колесо 2 турбины, диск 3 камер его- 55 рания, жестко установленные на валу 4. Диск 3 несет на себе восемь трубчатых камер сгорания 5. установленных в отверстиях 6 этого диска. Выходные сечения 7 камер сгорания 5 совмещены с межлопаточ ными каналами венца 8 колеса 2 турбины 1 газотурбинного двигателя. Со стороны фронтовой части 9 камер сгорания 5 на валу 4, совместно с диском 3 жестко закреплена крыльчатка 10, выполненная центростремительной согласно ОСТ 1 00192-75. Вокруг крыльчатки 10 размещается направляющий аппарат 11с лопатками 12. Вокруг направляющего аппарата размещен корпус 13, на котором установлен запальник 14, типа, соответствующего заданным параметрам. Крыльчатка 10 своим торцем 15. направленным на фронтовые части 9 камер сгорания 5, плотно прилегает к торцу 16 диска 3 и содержит венец из двадцати четырех лопастей. На каждую фронтовую часть 9 каждой камеры сгорания 5 приходится по группе из четырех лопастей - двух первых крайних 17 и двух других средних 18, а следовательно, трех межлопастных полостей - средней 19 и двух крайних 20. Вся фронтовая часть 9 каждой камеры сгорания 5 ограничена двумя крайними лопастями 17 из четырех каждой группы упомянутых лопастей. Во фронтовую часть 9 каждой камеры сгорания 5 введено форсуночное устройство 21, закрепленное в крыльчатке 10. Каждое форсуночное устройство 21 ограничено двумя средними лопастями 18 упомянутой группы из четырех лопастей. Глубина средней полости 19 между двумя средними лопастями 18 в радиальном направлении к центральной оси двигателя такова, что она охватывает форсуночное устройство 21. Радиальная ось средней 19 полости из каждых трех указанных пересечена продольной осью форсуночного устройства 21 каждой камеры сгорания 5. В теле крыльчатки 10 выполнены каналы 24, одними своими концами 25 сообщенные с отверстиями 23 форсуночных устройств 21 каждой камеры сгорания 5. Другими своими концами 26 каналы 24 через отверстия 27, выполненные в валу 4, сообщены с его осевым отверстием 28. В отверстии 28 вала 4 размещена центральная форсунка 29, сообщенная с основной топливной магистралью 30. В варианте выполнения предлагаемого устройства каналы 24 могут быть строго радиальными, наклонными к продольной оси вала 4 или тангенциально сообщены с отверстием 23 каждого форсуночного устройства 21, что может обеспечить дополнительную закрутку подаваемому топливу. В одном из вариантов выполнения между отверстием 6 и камерой сгорания 5 образованы полости 31 охлаждения вокруг 21651 наружной стенки камеры сгорания 5 Полости 31 сообщены с полостями 19 и 20 крыльчатки Ю Со стороны, противоположной торцу 15 в крыльчатке 10 кольцевая полость 32, огра- 5 ниченная собственно телом крыльчатки 10 и кольцевой крышкой 33 Полость'32 сообщена с каждой камерой сгорания 5 отверстиями 34 по числу камер сгорания 10 Кольцевая полость 32 является полостью розжига и предназначена для переброса факела пламени из первой воспламенившейся камеры сгорания 5 во все остальные 15 Работа предлагаемого устройства осуществляется следующим образом. За счет пускового устройства (не показано) приводится во вращение ротор компрессора, воздух от которого направляется через 20 поворотные лопатки 12 направляющего аппарата 11 в полости между лопастями 17 и 18 крыльчатки 10 Одновременно, аппаратурой регулирования осуществляется подача топлива в основную топливную магистраль 25 30 двигателя и затем последовательно через центральную форсунку 29 в отверстии 28 вала 4, затем через отверстия 27 того же вала 4 в каналы 24 подачи топлива форсуночным устройствам 21 каждой камеры сгора- 30 ния 5. Одновременно включается запальник 14 Факел пламени от запальника 14 через венец лопаток 12 направляющего аппарата 8 11 и полости между лопастями 17, достигает форсуночного устройства 21 одной из камер сгорания 5 Затем факел втягивается через завихритель (не показано) форсуночного устройства 21 одной из камер сгорания 5, где и начинается процесс горения. В результате, давление в этой камере сгорания повышается, и газы горения по выходным отверстиям 34 первой камеры сгорания 5 перебрасываются в кольцевую полость 32. Затем из полости 32 через остальные отверстия 34, которыми полость 32 сообщена с остальными камерами сгорания 5, факел пламени перебрасывается в указанные остальные камеры сгорания 5. После розжига всех камер сгорания 5, газы горения каждой из 8-ми упомянутых камер сгорания 5 поступают в газодинамические каналы 8 колеса 2 турбины 1 отбора мощности Турбина 1 выходит на рабочие обороты, благодаря чему обеспечивается возможность съема мощности с вала 4. Таким образом предлагаемая конструкция дает возможность получить многофункциональное автономное средство, позволяющее осуществить одновременно подачу воздуха, топлива и розжиг вращающихся камер сгорания, с обеспечением их эффективного взаимодействия между собой, а также повысить надежность диска турбины, несущего камеры сгорания