RU1816934C - Камера сгорани газотурбинного двигател - Google Patents
Камера сгорани газотурбинного двигателInfo
- Publication number
- RU1816934C RU1816934C SU4820512A RU1816934C RU 1816934 C RU1816934 C RU 1816934C SU 4820512 A SU4820512 A SU 4820512A RU 1816934 C RU1816934 C RU 1816934C
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- nozzles
- axes
- combustion chamber
- oval
- axis
- Prior art date
Links
Abstract
Использование: в авиадвигателестрое- нии, в частности дл уменьшени неравномерности температурного пол на выходе камеры сгорани газотурбинного двигател . Сущность изобретени : камера сгорани содержит корпус и размещенную в нем жаровую трубу, имеющую установленные в одном поперечном сечении насадки дл подвода вторичного воздуха. Насадки выполнены в поперечном сечении овальными, наклонены под одинаковым углом к радиусам жаровой трубы, проход щим через центры выходных сечений насадкой, и попарно расположены своими ос ми в плоскост х, параллельных попарно друг другу и оси жаровой трубы и размещенных от упом нутой оси на одинаковом рассто нии. При этом насадки, расположенные своими ос ми в двух параллельных плоскост х и образующие одну группу из четырех насадков, выполнены с одинаковым соотношением осей овала, а насадки разных групп - с различным соотношением осей овала. 3 ил.
Description
Изобретение относитс к авиадвигате- лестроению, в частности к камерам сгорани газотурбинных двигателей.
Цель изобретени .- уменьшение неравномерности температурного пол на выходе камеры сгорани в широком диапазоне режимов работы путем повышени качества смешени вторичного воздуха с продуктами сгорани топлива.
На фиг. 1 представлен продольный разрез камеры сгорани ; на фиг. 2 - сечение А-А на фиг. 1; на фиг. 3 - схема расположени групп насадков.
Камера сгорани содержит корпус 1 и размещенную в нем жаровую трубу 2, имеющую установленные в одном поперечном сечении насадки 3 дл подвода вторичного воздуха. Насадки 3 выполнены в поперечном сечении овальными, наклонены под
одинаковым углом а к радиусам жаровой трубы 2, проход щим через центры выходных сечений насадков 3, и попарно располо- жены своими ос ми в плоскост х, параллельных попарно друг другу и оси жаровой трубы 2 и размещенных от упом нутой оси на одинаковом рассто нии. При этом насадки 3, расположенные своими ос ми в двух параллельных плоскост х и образующие одну группу из четырех насадков 3, выполнены с одинаковым соотношением осей овала, а насадка 3 разных групп - с различным соотношением осей овала.
При работе камеры сгорани часть подводимого в нее воздуха поступает в головку жаровой трубы 2, образу в ней зону обратных токов, в которой топливо, смешива сь с воздухом, сгорает с образованием продуктов сгорани . Остальна часть воздуха пода00
Ч)
СО
N
етс в жаровую трубу 2 через насадки 3, формирующие попарно соудар ющиес струи, на которых происходит смещение вторичного воздуха с продуктам сгорани топлива. Така подача вторичного воздуха позвол ет значительно расширить диапазон изменени режимных параметров , в котором обеспечиваетс высока эффективность массопереноса, что объ сн етс интенсификацией кон- вективной и турбулентной составл ющих массопереноса за счет соударени встреч- ногхордальных струй.
Различие в соотношени х осей овала наездкой 3 позвол ет исключить соударение струй, формируемых различными группами насадков 3, и св занное с этим снижение качества смешени за счёт различи в траектори х струй.
Ф о рмул а и з о б р е те н и Камера сгорани газотурбин ного двигател , содержаща корпус и размещенную в
0
5
0
нем жаровую трубу, имеющую установленные в одном поперечном сечении насадки дл подвода вторичного воздуха, отличающа с тем, что, с целью уменьшени неравномерности температурного пол на выходе камеры сгорани в широком диапазоне режимов работы путем повышени качества смешени вторичного воздуха с продуктами сгорани топлива, насадки выполнены в поперечном сечении овальными, наклонены под одинаковым углом к радиусам жаровой трубы, проход щим через центры выходных сечений насадков, и попарно расположены своими ос ми в плоскост х, параллельных Попарно одна другой и оси жаровой трубы и размещенных от упом нутой оси на одинаковом рассто ний, причем насадки, расположенные своими ос ми в двух параллельных плоскост х и образующие одну группу из четырёх насадков, выполнены с одинаковым соотношением осей овала, а насадки разных групп с различным соотношением Осей овала.
т1
Фиг.
Фиг.1
о-I группа (а/В) 7 ч-Я (а/8) 2
Ж грума (а/в)з Ъ-Ж группа (а/0}Ј
Фиг. 3
Редактор Т.Шагова
Составитель В.Жбаков Техред М.Моргентал
Корректор С.Юско
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| SU4820512 RU1816934C (ru) | 1990-04-27 | 1990-04-27 | Камера сгорани газотурбинного двигател |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| SU4820512 RU1816934C (ru) | 1990-04-27 | 1990-04-27 | Камера сгорани газотурбинного двигател |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU1816934C true RU1816934C (ru) | 1993-05-23 |
Family
ID=21511651
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| SU4820512 RU1816934C (ru) | 1990-04-27 | 1990-04-27 | Камера сгорани газотурбинного двигател |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU1816934C (ru) |
-
1990
- 1990-04-27 RU SU4820512 patent/RU1816934C/ru active
Non-Patent Citations (1)
| Title |
|---|
| Пчелкин Ю. М. Камеры сгорани газотурбинных двигателей. М., Машиностроение, 1984, с. 145. Скубачевский Г. С. Авиационные газотурбинные двигатели. М. Машиностроение, 1981, с. 402. * |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| US5479781A (en) | Low emission combustor having tangential lean direct injection | |
| US4160640A (en) | Method of fuel burning in combustion chambers and annular combustion chamber for carrying same into effect | |
| EP0128541B1 (en) | Gas turbine combustor | |
| US3808802A (en) | Vortex combustor | |
| US4651534A (en) | Gas turbine engine combustor | |
| US4365477A (en) | Combustion apparatus for gas turbine engines | |
| RU1816934C (ru) | Камера сгорани газотурбинного двигател | |
| US3618319A (en) | Main combustion system and combustion process | |
| US4162890A (en) | Combustion apparatus | |
| RU2196940C1 (ru) | Способ и устройство для сжигания топлива | |
| RU2347144C1 (ru) | Кольцевая камера сгорания газотурбинного двигателя и способ ее работы | |
| RU93019595A (ru) | Фронтовое устройство камеры сгорания | |
| JPH08261465A (ja) | ガスタービン | |
| RU1816935C (ru) | Камера сгорани газотурбинного двигател | |
| RU2121113C1 (ru) | Камера сгорания газовой турбины | |
| GB2072827A (en) | A tubo-annular combustion chamber | |
| RU2098719C1 (ru) | Камера сгорания газовой турбины энергетической установки | |
| RU2818283C1 (ru) | Система подачи воздуха в зону разбавления жаровых труб | |
| RU2094705C1 (ru) | Камера сгорания авиационного или энергетического газотурбинного двигателя | |
| SU1502901A2 (ru) | Устройство пульсирующего горени | |
| RU36724U1 (ru) | Фронтовое устройство камеры сгорания газотурбинного двигателя | |
| RU2199698C2 (ru) | Устройство для сжигания топлива | |
| RU2226652C2 (ru) | Камера сгорания газотурбинного двигателя | |
| SU1315728A1 (ru) | Газова горелка | |
| RU1816882C (ru) | Устройство дл подогрева выхлопных газов газовой турбины |