PL120837B1 - Starting injector for turbine engines in particular aircraft onesykh - Google Patents
Starting injector for turbine engines in particular aircraft onesykh Download PDFInfo
- Publication number
- PL120837B1 PL120837B1 PL21412579A PL21412579A PL120837B1 PL 120837 B1 PL120837 B1 PL 120837B1 PL 21412579 A PL21412579 A PL 21412579A PL 21412579 A PL21412579 A PL 21412579A PL 120837 B1 PL120837 B1 PL 120837B1
- Authority
- PL
- Poland
- Prior art keywords
- sprayer
- turbine engines
- flange
- onesykh
- channel
- Prior art date
Links
- 239000000446 fuel Substances 0.000 claims description 8
- 239000000203 mixture Substances 0.000 description 5
- 239000007858 starting material Substances 0.000 description 4
- 238000000889 atomisation Methods 0.000 description 1
- 230000015572 biosynthetic process Effects 0.000 description 1
- 238000002485 combustion reaction Methods 0.000 description 1
- 230000007423 decrease Effects 0.000 description 1
- 238000005553 drilling Methods 0.000 description 1
- 238000010892 electric spark Methods 0.000 description 1
- 210000001061 forehead Anatomy 0.000 description 1
- 238000000034 method Methods 0.000 description 1
Landscapes
- Fuel-Injection Apparatus (AREA)
- Nozzles For Spraying Of Liquid Fuel (AREA)
Description
Przedmiotem wynalazku jest wtryskiwacz rozruchowy silników turbinowych, zwlaszcza lotniczych.W znanych dotychczas rozpylaczach z korkiem wtryskiwaczy rozruchowych silników turbino¬ wych otwór doprowadzajacy paliwo do rozpylacza wykonany jest w znacznej odleglosci od czola wewnetrznej czesci stozkowej rozpylacza.Zasadnicza wada tych wtryskiwaczy jest to, ze ze wzrostem wysokosci lotu samolotu maleje ich zdolnosc do wytwarzania w komorze spalania wlasciwego skladu mieszanki paliwowo- powietrznej. W wyniku tego na duzych wysokosciach lotu urzadzenie rozruchowe pracujace na paliwie glównym staje sie zawodne.Celem wynalazku jest usuniecie przytoczonej wady oraz opracowanie konstrukcji takiego wtryskiwacza rozruchowego, który umozliwi zwiekszenie niezawodnosci rozruchu silników turbi¬ nowych zwlaszcza przy niekorzystnych warunkach lotu.Cel ten uzyskano dzieki temu, ze rozpylacz wtryskiwaczy ma wykonany kanalek doprowadza¬ jacy paliwo o glebokosci nieco wiekszej od wysokosci gwintu dochodzacy do czolajego kolnierza oraz otwór laczacy sie z kanalkiem wykonany stycznie do wewnetrznej scianki otworu rozpylacza i jego kolnierza, a ponadto stozkowe czolo rozpylacza ma wykonane bruzdy rozmieszczone równo¬ miernie na jego obwodzie zewnetrznym.Zaleta tego wynalazku jest to, ze umozliwia on wytworzenie mieszanki paliwowo-powietrznej o wlasciwym skladzie, a tym samym poprawe niezawodnosci urzadzenia rozruchowego na duzych wysokosciach lotu. Próby rozruchu silników turbinowych w locie sa niedopuszczalne na wysokosci lotu mniejszej niz 2000m, a w wypadku nieudanego rozruchu do tej wysokosci zachodzi grozba rozbicia samolotu, zwlaszcza jednosilnikowego. Rozwiazanie wedlug wynalazku zapewnia nieza¬ wodny rozruch silnika turbinowego do wysokosci okolo 7000 m.Przedmiot wynalazku jest przedstawiony w przykladzie wykonania na rysunku, na którym fig. 1 przedstawia wtryskiwacz w przekroju osiowym, a fig. 2 — w przekroju poprzecznym wzdluz linii A-A.Wtryskiwacz sklada sie z rozpylacza 1 wkreconego w kadlub 2 umieszczony w oslonie 3, przy czym pomiedzy kadlubem 2 i oslona 3 znajduje sie przestrzen powietrzna 4. Z kolei pomiedzy2 120 837 kadlubem 2 i rozpylaczem 1 znajduje sie uszczelka 5 zabezpieczajaca przed odkrecaniem sie rozpylacza 1. Rozpylacz 1 ma wykonany kanalek 6 o glebokosci nieco wiekszej od wysokosci gwintu 7, dochodzacy do czola 8 jego kolnierza 9. Ponadto w rozpylaczu 1 wykonany jest stycznie do wewnetrznej scianki otworu 10 i jego kolnierza 9 otwór paliwowy 11 laczacy sie zkanalkiem 6.Stozkowe czolo rozpylacza 1 ma wykonane bruzdy 12 równomiernie rozmieszczone na swym obwodzie zewnetrznym.Poniewaz kat i jakosc rozpylenia zaleza równiez od wymiaru „L" i promienia „R", dlatego zgodnie z wynalazkiem paliwo do stycznego otworu 11 doprowadzane jest przez kanalek 6 o glebokosci nieco wiekszej od wysokosci gwintu 7 i dlugosci az do czola 8 kolnierza 9 rozpylacza 1 umiejscowienie i ksztalt tego kanalka ulatwia równoczesnie proces wiercenia otworu 11. Stozkowe czolo rozpylacza 1 z równo rozmieszczonymi na obwodzie bruzdami 12 wytwarza zawirowania strug powietrza, które mieszajac sie z rozpylonym paliwem wytwarzaja mieszanke podatna do zaplonu od iskry elektrycznej.Zastrzezenie patentowe Wtryskiwacz rozruchowy silników turbinowych, zwlaszcza lotniczych, skladajacy sie zrozpy- lacza*wkrecanego w kadlub umieszczony w oslonie, znamienny tym, ze rozpylacz (1) mawykonany kanalek (6) o glebokosci nieco wiekszej od wysokosci gwintu (7), dochodzacy do czola (8) kolnierza (9) oraz otwór (11) paliwowy wykonany stycznie do wewnetrznej scianki otworu (10) i jego kolnierza (9) laczacy sie z kanalkiem (6), a stozkowe czolo rozpylacza (1) ma wykonane bruzdy(12) równomiernie rozmieszczone na swym obwodzie zewnetrznym.FJfZ Pracownia Poligraficzna UP PRL. Naklad 120 egz.Cena 100 zl PL
Claims (1)
1. Zastrzezenie patentowe Wtryskiwacz rozruchowy silników turbinowych, zwlaszcza lotniczych, skladajacy sie zrozpy- lacza*wkrecanego w kadlub umieszczony w oslonie, znamienny tym, ze rozpylacz (1) mawykonany kanalek (6) o glebokosci nieco wiekszej od wysokosci gwintu (7), dochodzacy do czola (8) kolnierza (9) oraz otwór (11) paliwowy wykonany stycznie do wewnetrznej scianki otworu (10) i jego kolnierza (9) laczacy sie z kanalkiem (6), a stozkowe czolo rozpylacza (1) ma wykonane bruzdy(12) równomiernie rozmieszczone na swym obwodzie zewnetrznym. FJfZ Pracownia Poligraficzna UP PRL. Naklad 120 egz. Cena 100 zl PL
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| PL21412579A PL120837B1 (en) | 1979-03-13 | 1979-03-13 | Starting injector for turbine engines in particular aircraft onesykh |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| PL21412579A PL120837B1 (en) | 1979-03-13 | 1979-03-13 | Starting injector for turbine engines in particular aircraft onesykh |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| PL214125A1 PL214125A1 (pl) | 1980-10-20 |
| PL120837B1 true PL120837B1 (en) | 1982-03-31 |
Family
ID=19995097
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| PL21412579A PL120837B1 (en) | 1979-03-13 | 1979-03-13 | Starting injector for turbine engines in particular aircraft onesykh |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| PL (1) | PL120837B1 (pl) |
-
1979
- 1979-03-13 PL PL21412579A patent/PL120837B1/pl unknown
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| PL214125A1 (pl) | 1980-10-20 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| RU2406937C2 (ru) | Устройство, используемое для направления конструктивного элемента в отверстие, расположенное в стенке камеры сгорания газотурбинного двигателя, камера сгорания газотурбинного двигателя и газотурбинный двигатель, содержащие вышеуказанное устройство | |
| US5263316A (en) | Turbine engine with airblast injection | |
| US2968925A (en) | Fuel nozzle head for anti-coking | |
| US5622054A (en) | Low NOx lobed mixer fuel injector | |
| US4218992A (en) | Externally ignited internal combustion engine | |
| US11415058B2 (en) | Torch ignitors with tangential injection | |
| DE3378161D1 (en) | Apparatus for injecting fuel into the combustion chambers of internal-combustion engines of the self-igniting kind | |
| RU2439430C1 (ru) | Форсуночный модуль камеры сгорания гтд | |
| US3244159A (en) | Fuel injection internal combustion engine | |
| CN108151069B (zh) | 一种主燃区径向流动燃烧室及油气掺混方法 | |
| US4121419A (en) | Start flame igniter of the combustion chamber of a gas-turbine engine | |
| US8505275B2 (en) | Fuel injection systems in a turbomachine combustion chamber | |
| PL120837B1 (en) | Starting injector for turbine engines in particular aircraft onesykh | |
| EP0446311A4 (en) | Turbine engine with pin injector | |
| SU981664A1 (ru) | Корпус распылител форсунки двигател внутреннего сгорани | |
| US4936090A (en) | Assuring reliable starting of turbine engines | |
| US2755623A (en) | Rotating flow combustor | |
| US5088287A (en) | Combustor for a turbine | |
| US3073122A (en) | Rocket igniter | |
| GB914906A (en) | Burner for hot fuel | |
| GB1450649A (en) | Premix combustion assembly | |
| SU726862A1 (ru) | Воспламенитель камеры сгорани | |
| RU2798404C2 (ru) | Форсуночная головка для газотурбинного двигателя, содержащая первичный топливный контур, расположенный вокруг вторичного топливного контура | |
| RU229590U1 (ru) | Фронтовое устройство жаровой трубы газотурбинного двигателя | |
| US3046959A (en) | Combustion chambers for pistons |