PL120837B1 - Starting injector for turbine engines in particular aircraft onesykh - Google Patents

Starting injector for turbine engines in particular aircraft onesykh Download PDF

Info

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
Application number
PL21412579A
Other languages
English (en)
Other versions
PL214125A1 (pl
Inventor
Jozef Les
Original Assignee
Politechnika Rzeszowska
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Politechnika Rzeszowska filed Critical Politechnika Rzeszowska
Priority to PL21412579A priority Critical patent/PL120837B1/pl
Publication of PL214125A1 publication Critical patent/PL214125A1/xx
Publication of PL120837B1 publication Critical patent/PL120837B1/pl

Links

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
PL21412579A 1979-03-13 1979-03-13 Starting injector for turbine engines in particular aircraft onesykh PL120837B1 (en)

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)

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