RU165003U1 - DEVICE FOR STABILIZING A FLAME IN AN AFTER CHAMBER OF A TURBO-REACTIVE ENGINE - Google Patents
DEVICE FOR STABILIZING A FLAME IN AN AFTER CHAMBER OF A TURBO-REACTIVE ENGINE Download PDFInfo
- Publication number
- RU165003U1 RU165003U1 RU2015156244/06U RU2015156244U RU165003U1 RU 165003 U1 RU165003 U1 RU 165003U1 RU 2015156244/06 U RU2015156244/06 U RU 2015156244/06U RU 2015156244 U RU2015156244 U RU 2015156244U RU 165003 U1 RU165003 U1 RU 165003U1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- flame
- nozzle
- stabilizing
- turbine
- afterburner
- Prior art date
Links
Images
Landscapes
- Control Of Turbines (AREA)
Abstract
Устройство для стабилизации пламени в форсажной камере турбореактивного двигателя, содержащее корпус в котором расположен затурбинный обтекатель с системой радиально расположенных сопел, патрубок отбора воздуха, топливную форсунку и устройство генерации газовых струй, которое установлено внутри затурбинного обтекателя и соединено с патрубком отбора, отличающееся тем, что устройство генерации газовых струй выполнено в виде золотниковой камеры сгорания постоянного объема, которая соединена с соплами, а форсунка, установлена внутри патрубка отбора воздуха.A device for stabilizing the flame in the afterburner of a turbojet engine, comprising a housing in which there is a turbine cowl with a system of radially arranged nozzles, an air sampling nozzle, a fuel nozzle and a gas jet generating device that is installed inside the turbine jet cowl and connected to a sampling nozzle, characterized in that The device for generating gas jets is made in the form of a constant-volume spool-type combustion chamber, which is connected to nozzles, and the nozzle is installed inside Air sampling tube.
Description
Полезная модель относится к газотурбинным двигателям, а именно к конструкции форсажных камер и устройств для стабилизации пламени в форсажной камере.The utility model relates to gas turbine engines, namely to the design of afterburners and devices for stabilizing the flame in the afterburner.
Известно устройство для стабилизации пламени в форсажной камере воздушно-реактивного двигателя (описание к патенту РФ на изобретение №2208204, МПК F23R 3/22, опубл. 10.07.2003).A device is known for stabilizing a flame in an afterburner of an aircraft-jet engine (description of the RF patent for invention No. 2208204, IPC F23R 3/22, publ. 07/10/2003).
В устройстве для стабилизации пламени использованы поворотные радиальные V-образные стабилизаторы, выводящиеся из потока на бесфорсажном режиме работы двигателя для снижения гидравлических потерь в ФК.In the device for flame stabilization, rotary radial V-shaped stabilizers are used, which are removed from the flow at the engine afterburning mode to reduce hydraulic losses in the FC.
Недостатком данного устройства является возможность заклинивания поворотных механизмов, работающих в условиях высоких температур, а также сложность конструкции и дополнительная масса приводного механизма.The disadvantage of this device is the possibility of jamming of rotary mechanisms operating at high temperatures, as well as the complexity of the design and the additional mass of the drive mechanism.
Наиболее близким к предлагаемому является устройство для стабилизации пламени в форсажной камере турбореактивного двигателя, содержащее корпус, в котором расположен затурбинный обтекатель с системой радиально расположенных сопел, патрубок отбора воздуха, топливную форсунку и устройство генерации газовых струй, которое установлено внутри затурбинного обтекателя и соединено с патрубком отбора воздуха (описание к патенту РФ на изобретение №2403422, МПК F23R 3/18, опубл. 10.11.2010).Closest to the proposed one is a device for stabilizing a flame in a afterburner of a turbojet engine, comprising a housing in which a turbine cowling with a system of radially arranged nozzles is located, an air intake pipe, a fuel nozzle and a gas jet generating device that is installed inside the turbine jet cowling and connected to the pipe air selection (description of the patent of the Russian Federation for the invention No. 2403422, IPC F23R 3/18, publ. 10.11.2010).
Газодинамическая стабилизация пламени в форсажной камере обеспечивается применением малоразмерного газотурбинного двигателя, расположенного в затурбинном обтекателе, пламярассекателя и системы радиально расположенных сопел. Устройство позволяет исключить гидравлические потери на бесфорсажных режимах. При этом к недостаткам следует отнести пониженную эффективность горения топливовоздушной смеси, а также увеличение массы и значительное усложнение конструкции.Gas-dynamic stabilization of the flame in the afterburner is ensured by the use of a small-sized gas turbine engine located in the turbine cowl, a flame arrester and a system of radially arranged nozzles. The device allows to exclude hydraulic losses in afterburner modes. In this case, the disadvantages include the reduced combustion efficiency of the air-fuel mixture, as well as the increase in mass and a significant complication of the design.
Техническим результатом, на который направлена полезная модель, является повышение эффективности воспламенения и горения топливовоздушной смеси за счет воздействия на нее пульсирующего течения газовых струй, при этом генератором газовых струй является камера сгорания с постоянным объемом сгорания топлива и вращающимся золотником.The technical result, which the utility model is aimed at, is to increase the efficiency of ignition and combustion of the air-fuel mixture due to the impact of the pulsating flow of gas jets on it, while the gas jet generator is a combustion chamber with a constant volume of fuel combustion and a rotating spool.
Дополнительным техническим результатом является упрощение конструкции устройства за счет использования камеры сгорания с постоянным объемом сгорания топлива из-за отсутствия компрессора и турбины по сравнению с малоразмерным газотурбинным двигателем, применяемым в прототипе.An additional technical result is to simplify the design of the device through the use of a combustion chamber with a constant volume of fuel combustion due to the lack of a compressor and a turbine in comparison with the small gas turbine engine used in the prototype.
Технический результат достигается тем, что в устройстве для стабилизации пламени в форсажной камере турбореактивного двигателя, содержащем корпус, в котором расположен затурбинный обтекатель с системой радиально расположенных сопел, патрубок отбора воздуха, топливную форсунку и устройство генерации газовых струй, которое установлено внутри затурбинного обтекателя и соединено с патрубком отбора, в отличие от известного, устройство генерации газовых струй выполнено в виде золотниковой камеры сгорания постоянного объема, которая соединена с соплами, а форсунка, установлена внутри патрубка отбора воздуха.The technical result is achieved by the fact that in a device for stabilizing a flame in an afterburner of a turbojet engine comprising a housing in which a turbine cowling with a system of radially arranged nozzles is located, an air intake pipe, a fuel nozzle and a gas jet generating device that is installed inside the turbine cowling and connected with a sampling pipe, in contrast to the known one, the device for generating gas jets is made in the form of a spool-type combustion chamber of constant volume, which is connected Nena with nozzles and nozzle installed inside the air bleed pipe.
Полезная модель поясняется чертежам на которых изображены:The utility model is illustrated by the drawings on which are shown:
фиг. 1 - предлагаемое устройство;FIG. 1 - the proposed device;
фиг. 2 - предлагаемое устройство с золотниковой камерой сгорания постоянного объема с продольной осью вращения;FIG. 2 - the proposed device with a spool-type combustion chamber of constant volume with a longitudinal axis of rotation;
фиг. 3 - предлагаемое устройство с золотниковой камерой сгорания постоянного объема с поперечной осью вращения.FIG. 3 - the proposed device with a spool chamber of combustion of constant volume with a transverse axis of rotation.
Устройство для стабилизации пламени в форсажной камере турбореактивного двигателя (фиг. 1) содержит корпус 1 форсажной камеры, в котором расположен затурбинный обтекатель 2.A device for stabilizing a flame in an afterburner of a turbojet engine (Fig. 1) comprises a
Устройство 3 генерации газовых струй выполнено в виде золотниковой камеры сгорания постоянного объема. Конструкция золотниковой камеры сгорания постоянного объема, например, с продольной осью вращения представлена в патенте РФ на изобретение №2440501, МПК F02C 5/02, опубл. 20.01.2012 (фиг. 2), а с поперечной осью вращения, представлена, например, в патенте РФ на изобретение №2196906, МПК F02C 5/02, опубл. 20.01.2003 (фиг. 3).The
Золотниковая камера сгорания постоянного объема расположена в затурбинном обтекателе 2 и соединена с одной стороны с патрубком 4 отбора воздуха из наружного или внутреннего контура двигателя (в зависимости от конструкции двигателя), а с другой стороны с системой радиально расположенных сопел 5.The constant-volume spool-type combustion chamber is located in the
Внутри патрубка 4 отбора воздуха перед золотниковой камерой сгорания постоянного объема установлена топливная форсунка 6.Inside the
Устройство для стабилизации пламени в форсажной камере турбореактивного двигателя работает следующим образом.A device for stabilizing the flame in the afterburner of a turbojet engine operates as follows.
При работе турбореактивного двигателя воздух из наружного или внутреннего контура двигателя, поступающий по патрубку 4 отбора воздуха, смешивается с топливом, подаваемым форсункой 6. Образовавшаяся топливовоздушная смесь поступает в золотниковую камеру сгорания постоянного объема 3. Топливовоздушная смесь воспламеняется от дежурного факела пламени, а на запуске - от свечи (на чертеже не показаны), и сгорает в замкнутом объеме с повышением давления. Далее из камеры сгорания постоянного объема происходит истечение продуктов сгорания, затем продувка и наполнение свежим зарядом топливовоздушной смеси, и рабочий цикл наполнение-воспламенение-сгорание-истечение-продувка повторяется. Истекающие через радиальные сопла 5 высокочастотные газовые струи формируют в форсажной камере пульсирующую вихревую зону обратных токов для стабилизации пламени и эффективного сгорания. Частота газовых струй обеспечивается частотой вращения и количеством полостей золотника камеры сгорания постоянного объема.During the operation of a turbojet engine, air from the external or internal circuit of the engine entering the
На бесфорсажном режиме работы двигателя золотниковая камера сгорания с постоянным объемом сгорания топлива отключена - газовые струи не подаются - и тем самым исключается гидравлическое сопротивление форсажной камеры.During the engine’s afterburning operation, the spool-type combustion chamber with a constant volume of fuel combustion is turned off — gas jets are not supplied — and this eliminates the hydraulic resistance of the afterburner.
В предлагаемом устройстве для стабилизации пламени в форсажной камере турбореактивного двигателя генератором газовых струй является золотниковая камера сгорания с постоянным объемом сгорания топлива, которая за счет пульсирующего течения газовых струй обеспечивает повышенную эффективность воспламенения и горения топливовоздушной смеси в форсажной камере. Отсутствие гидравлических потерь на бесфорсажных режимах обеспечивается за счет отсутствия стабилизаторов горения и отключения генератора газовых струй.In the proposed device for stabilizing the flame in the afterburner of a turbojet engine, the gas jet generator is a spool combustion chamber with a constant volume of fuel combustion, which due to the pulsating flow of gas jets provides increased ignition and combustion efficiency of the air-fuel mixture in the afterburner. The absence of hydraulic losses in the afterburner modes is ensured by the absence of combustion stabilizers and shutdown of the gas jet generator.
Claims (1)
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2015156244/06U RU165003U1 (en) | 2015-12-25 | 2015-12-25 | DEVICE FOR STABILIZING A FLAME IN AN AFTER CHAMBER OF A TURBO-REACTIVE ENGINE |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2015156244/06U RU165003U1 (en) | 2015-12-25 | 2015-12-25 | DEVICE FOR STABILIZING A FLAME IN AN AFTER CHAMBER OF A TURBO-REACTIVE ENGINE |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU165003U1 true RU165003U1 (en) | 2016-09-27 |
Family
ID=57018611
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2015156244/06U RU165003U1 (en) | 2015-12-25 | 2015-12-25 | DEVICE FOR STABILIZING A FLAME IN AN AFTER CHAMBER OF A TURBO-REACTIVE ENGINE |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU165003U1 (en) |
Cited By (3)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
CN106838987A (en) * | 2017-04-07 | 2017-06-13 | 西北工业大学 | After-burner bilayer rectification support plate |
RU2680781C1 (en) * | 2017-12-27 | 2019-02-26 | Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего образования "Казанский национальный исследовательский технический университет им. А.Н. Туполева-КАИ" (КНИТУ-КАИ) | Turbojet engine afterburner combustion chamber combustion zone stabilization method and the turbojet engine afterburner combustion chamber |
CN115680903A (en) * | 2022-08-31 | 2023-02-03 | 中国航发四川燃气涡轮研究院 | Recyclable bypass bleed air control method |
-
2015
- 2015-12-25 RU RU2015156244/06U patent/RU165003U1/en active
Cited By (5)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
CN106838987A (en) * | 2017-04-07 | 2017-06-13 | 西北工业大学 | After-burner bilayer rectification support plate |
CN106838987B (en) * | 2017-04-07 | 2019-07-05 | 西北工业大学 | After-burner bilayer rectifies supporting plate |
RU2680781C1 (en) * | 2017-12-27 | 2019-02-26 | Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего образования "Казанский национальный исследовательский технический университет им. А.Н. Туполева-КАИ" (КНИТУ-КАИ) | Turbojet engine afterburner combustion chamber combustion zone stabilization method and the turbojet engine afterburner combustion chamber |
CN115680903A (en) * | 2022-08-31 | 2023-02-03 | 中国航发四川燃气涡轮研究院 | Recyclable bypass bleed air control method |
CN115680903B (en) * | 2022-08-31 | 2024-05-03 | 中国航发四川燃气涡轮研究院 | Recoverable bypass bleed air control method |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
ES2247494T3 (en) | PUSH GENERATION EQUIPMENT IN GAS TURBINE. | |
CN107636275A (en) | Parallel precombustion-chamber ignition system | |
JP6132979B2 (en) | Engine that uses combustion gas as driving force | |
RU165003U1 (en) | DEVICE FOR STABILIZING A FLAME IN AN AFTER CHAMBER OF A TURBO-REACTIVE ENGINE | |
CN105972638B (en) | A kind of reverse-flow type pulse detonation combustor | |
EP3101260B1 (en) | Aircraft engine comprising an afterburner | |
JP2006029325A (en) | Method and device for generating gas turbine engine thrust | |
RU2608427C1 (en) | Method of pulse jet engine double-flow blowing and double-flow pulse jet engine | |
US20160102609A1 (en) | Pulse detonation combustor | |
RU163848U1 (en) | Pulsating Air-Jet Engine | |
JP6340918B2 (en) | Thrust enhancer | |
CN107218155B (en) | A kind of pulse ignite in advance can steady operation detonation engine | |
RU150723U1 (en) | COMBUSTION CAMERA OF A GAS TURBINE ENGINE | |
RU163847U1 (en) | Pulsating Air-Jet Engine | |
US20170114752A1 (en) | Standing wave compressor pulsejet engine | |
RU2017145773A (en) | A burner for the combustion chamber of a gas turbine power plant, a combustion chamber of a gas turbine power plant containing such a burner, and a gas turbine power plant containing such a combustion chamber | |
US20050279083A1 (en) | Folded detonation initiator for constant volume combustion device | |
RU185450U1 (en) | COMBUSTION CAMERA OF A GAS TURBINE ENGINE WITH CONSTANT VOLUME OF COMBUSTION OF FUEL | |
CN202578944U (en) | Back pressure reducing device for aspirating pulse knock air inlet channel | |
US8991189B2 (en) | Side-initiated augmentor for engine applications | |
RU2726835C2 (en) | Rocket engine of solid fuel | |
US20110167787A1 (en) | Pulse jet engine | |
RU2236610C2 (en) | Jet engine | |
RU2585160C1 (en) | Edward soloviev ramjet engine | |
RU2429366C2 (en) | Method of increasing valveless pulse duct thrust |