RU2005106776A - Форсажная камера газотурбинного двигателя - Google Patents

Форсажная камера газотурбинного двигателя Download PDF

Info

Publication number
RU2005106776A
RU2005106776A RU2005106776/06A RU2005106776A RU2005106776A RU 2005106776 A RU2005106776 A RU 2005106776A RU 2005106776/06 A RU2005106776/06 A RU 2005106776/06A RU 2005106776 A RU2005106776 A RU 2005106776A RU 2005106776 A RU2005106776 A RU 2005106776A
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
nozzle
protective shell
afterburner
flame stabilizer
afterburner according
Prior art date
Application number
RU2005106776/06A
Other languages
English (en)
Other versions
RU2382894C2 (ru
Inventor
Джон Майкл КОШОФФЕР (US)
Джон Майкл КОШОФФЕР
Рэнди Ли ЛЬЮИС (US)
Рэнди Ли ЛЬЮИС
Original Assignee
Дженерал Электрик Компани (US)
Дженерал Электрик Компани
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 Дженерал Электрик Компани (US), Дженерал Электрик Компани filed Critical Дженерал Электрик Компани (US)
Publication of RU2005106776A publication Critical patent/RU2005106776A/ru
Application granted granted Critical
Publication of RU2382894C2 publication Critical patent/RU2382894C2/ru

Links

Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02K—JET-PROPULSION PLANTS
    • F02K3/00—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan
    • F02K3/08—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan with supplementary heating of the working fluid; Control thereof
    • F02K3/10—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan with supplementary heating of the working fluid; Control thereof by after-burners
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02K—JET-PROPULSION PLANTS
    • F02K1/00—Plants characterised by the form or arrangement of the jet pipe or nozzle; Jet pipes or nozzles peculiar thereto
    • F02K1/06—Varying effective area of jet pipe or nozzle
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02K—JET-PROPULSION PLANTS
    • F02K1/00—Plants characterised by the form or arrangement of the jet pipe or nozzle; Jet pipes or nozzles peculiar thereto
    • F02K1/78—Other construction of jet pipes
    • F02K1/82—Jet pipe walls, e.g. liners
    • F02K1/822—Heat insulating structures or liners, cooling arrangements, e.g. post combustion liners; Infrared radiation suppressors
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02K—JET-PROPULSION PLANTS
    • F02K9/00—Rocket-engine plants, i.e. plants carrying both fuel and oxidant therefor; Control thereof
    • F02K9/08—Rocket-engine plants, i.e. plants carrying both fuel and oxidant therefor; Control thereof using solid propellants
    • F02K9/10—Shape or structure of solid propellant charges
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02K—JET-PROPULSION PLANTS
    • F02K9/00—Rocket-engine plants, i.e. plants carrying both fuel and oxidant therefor; Control thereof
    • F02K9/97—Rocket nozzles
    • F02K9/974—Nozzle- linings; Ablative coatings
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
    • F23M—CASINGS, LININGS, WALLS OR DOORS SPECIALLY ADAPTED FOR COMBUSTION CHAMBERS, e.g. FIREBRIDGES; DEVICES FOR DEFLECTING AIR, FLAMES OR COMBUSTION PRODUCTS IN COMBUSTION CHAMBERS; SAFETY ARRANGEMENTS SPECIALLY ADAPTED FOR COMBUSTION APPARATUS; DETAILS OF COMBUSTION CHAMBERS, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
    • F23M5/00—Casings; Linings; Walls
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
    • F23R—GENERATING COMBUSTION PRODUCTS OF HIGH PRESSURE OR HIGH VELOCITY, e.g. GAS-TURBINE COMBUSTION CHAMBERS
    • F23R3/00—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel
    • F23R3/02—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the air-flow or gas-flow configuration
    • F23R3/16—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the air-flow or gas-flow configuration with devices inside the flame tube or the combustion chamber to influence the air or gas flow
    • F23R3/18—Flame stabilising means, e.g. flame holders for after-burners of jet-propulsion plants
    • F23R3/20—Flame stabilising means, e.g. flame holders for after-burners of jet-propulsion plants incorporating fuel injection means

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Exhaust Gas After Treatment (AREA)
  • Fluidized-Bed Combustion And Resonant Combustion (AREA)
  • Supercharger (AREA)
  • Combustion Methods Of Internal-Combustion Engines (AREA)
  • Combustion Of Fluid Fuel (AREA)
  • Incineration Of Waste (AREA)

Claims (10)

1. Форсажная камера газотурбинного двигателя, содержащая выходной тракт, имеющий на своем заднем конце внешнее сопло неизменной площади сечения; абляционное внутреннее сопло, являющееся защитной оболочкой упомянутого внешнего сопла; стабилизатор пламени, установленный внутри переднего конца упомянутого тракта; и форсунку горючего, расположенную в упомянутом стабилизаторе пламени для впрыска горючего в него.
2. Форсажная камера по п.1, в которой упомянутый стабилизатор пламени содержит множество стабилизирующих пламя желобов, проходящих в радиальном направлении наружу от центрального завихрителя к окружающей защитной оболочке.
3. Форсажная камера по п.2, в которой упомянутая защитная оболочка оканчивается перед упомянутым внешним соплом и ограничивает камеру сгорания, проходящую внутри упомянутой защитной оболочки и дальше нее внутри упомянутого выходного тракта, для образования его части, не имеющей защитной оболочки.
4. Форсажная камера по п.3, в которой упомянутая не имеющая защитной оболочки часть тракта покрыта внутри теплозащитным покрытием.
5. Форсажная камера по п.4, в которой упомянутое внешнее сопло имеет осевой контур, сужающийся назад к внешней горловине минимальной площади сечения потока, и расширяющийся назад к выходу сопла на заднем конце упомянутого внешнего сопла; и упомянутое внутреннее сопло имеет осевой контур, сужающийся назад к внутренней горловине, меньшей, чем упомянутая внешняя горловина, и расширяющийся назад к упомянутому выходу сопла.
6. Форсажная камера по п.5, в которой упомянутая защитная оболочка стабилизатора пламени имеет упорядоченное расположение выполненных в ней отверстий глушения шума.
7. Форсажная камера по п.6, в которой упомянутая защитная оболочка стабилизатора пламени отделена внутри интервалом от упомянутого тракта и образует паз, по которому направляется охлаждающий воздух для охлаждения упомянутой защитной оболочки и для пленочного охлаждения упомянутой не имеющей защитной оболочки части тракта после нее.
8. Форсажная камера по п.7, в которой упомянутый центральный завихритель имеет центральное отверстие, в которое входит упомянутая форсунка горючего, и множество окружающих пазов для завихрения через них отработавших газов двигателя.
9. Форсажная камера по п.8, в которой дополнительно также содержится множество штанг распылительного впрыска горючего, распределенных между упомянутыми желобами стабилизатора пламени.
10. Форсажная камера по п.9, в которой упомянутое абляционное внутреннее сопло содержит горючий материал.
RU2005106776/06A 2004-03-10 2005-03-09 Форсажная камера газотурбинного двигателя RU2382894C2 (ru)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
US10/797,212 2004-03-10
US10/797,212 US7251941B2 (en) 2004-03-10 2004-03-10 Ablative afterburner

Publications (2)

Publication Number Publication Date
RU2005106776A true RU2005106776A (ru) 2006-08-20
RU2382894C2 RU2382894C2 (ru) 2010-02-27

Family

ID=34827628

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2005106776/06A RU2382894C2 (ru) 2004-03-10 2005-03-09 Форсажная камера газотурбинного двигателя

Country Status (4)

Country Link
US (1) US7251941B2 (ru)
EP (1) EP1574699B1 (ru)
DE (1) DE602005004572T2 (ru)
RU (1) RU2382894C2 (ru)

Families Citing this family (25)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB2429515B (en) * 2005-08-11 2008-06-25 Rolls Royce Plc Cooling method and apparatus
US8056319B2 (en) * 2006-11-10 2011-11-15 Aerojet—General Corporation Combined cycle missile engine system
FR2924410B1 (fr) * 2007-11-29 2010-06-11 Astrium Sas Dispositif de reduction de trainee aerodynamique
US9739296B2 (en) * 2008-09-25 2017-08-22 Parafluidics Llc Channeling fluidic waveguide surfaces and tubes
US9759424B2 (en) * 2008-10-29 2017-09-12 United Technologies Corporation Systems and methods involving reduced thermo-acoustic coupling of gas turbine engine augmentors
US20100329887A1 (en) * 2009-06-26 2010-12-30 Andy Eifert Coolable gas turbine engine component
GB2486488A (en) 2010-12-17 2012-06-20 Ge Aviat Systems Ltd Testing a transient voltage protection device
RU2491439C1 (ru) * 2012-03-11 2013-08-27 Георгий Галиуллович Валеев Турбореактивный двигатель самолета, выполненный с возможностью защиты от ракеты, оснащенной головкой самонаведения, и способ его защиты (варианты)
US20150121890A1 (en) * 2012-04-30 2015-05-07 Clearsign Combustion Corporation High velocity combustor
JP6340918B2 (ja) * 2014-05-23 2018-06-13 株式会社Ihi 推力増強装置
RU2573438C1 (ru) * 2014-08-07 2016-01-20 Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный институт авиационного моторостроения им. П.И. Баранова" Способ форсирования авиационных двигателей
CN105756806B (zh) * 2014-12-19 2018-01-16 中国航空工业集团公司沈阳发动机设计研究所 一种带有加力燃烧功能的轴对称喷管
CN105756808B (zh) * 2014-12-19 2018-01-23 中国航空工业集团公司沈阳发动机设计研究所 一种带有加力燃烧功能的轴对称塞式喷管
CN104612858B (zh) * 2015-01-29 2016-09-21 南京理工大学 可调式双脉冲固体火箭发动机喷管试验装置
CN105089853A (zh) * 2015-08-25 2015-11-25 南京理工大学 固体火箭发动机组合式喷管
CN105235919B (zh) * 2015-09-29 2017-05-31 中国运载火箭技术研究院 一种飞行器导焰结构
CN106678873B (zh) * 2016-11-16 2019-03-01 西北工业大学 一种支板尾部双油路一体化加力燃烧室
GB201819748D0 (en) 2018-10-12 2019-01-16 Rolls Royce Plc Afterburner system
CN109854379B (zh) * 2018-12-17 2021-07-09 中国航发沈阳发动机研究所 涡扇发动机
GB2574495B (en) 2019-02-04 2021-02-17 Rolls Royce Plc Gas turbine engine shaft break mitigation
CN110594038B (zh) * 2019-08-20 2021-11-09 西安航天动力技术研究所 一种多次脉冲激励装置
RU2767242C9 (ru) * 2020-11-25 2022-05-04 Акционерное общество "Опытное конструкторское бюро "Новатор" Вкладыш соплового блока РДТТ из углестеклопластика с регулируемой эрозионной стойкостью
CN113653571B (zh) * 2021-08-16 2022-11-08 北京机械设备研究所 固体推进剂的燃烧稳流装置及固体发动机燃烧发生器
CN114109650B (zh) * 2021-10-27 2023-02-28 厦门大学 一种整体式液体火箭冲压组合动力装置
CN116182197B (zh) * 2022-12-26 2024-05-03 中国科学院工程热物理研究所 一种加力燃烧室壁面防烧蚀结构

Family Cites Families (18)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3054259A (en) 1962-09-18 Combustion apparatus
US2693083A (en) 1951-03-26 1954-11-02 Roy W Abbott Combination flame-holder and fuel nozzle
US2872785A (en) 1951-06-06 1959-02-10 Curtiss Wright Corp Jet engine burner apparatus having means for spreading the pilot flame
US2780916A (en) 1952-08-22 1957-02-12 Continental Aviat & Engineerin Pilot burner for jet engines
US2799991A (en) 1954-03-05 1957-07-23 Earl W Conrad Afterburner flame stabilization means
DE1061134B (de) 1956-10-19 1959-07-09 United Aircraft Corp Brennkammer
US2920445A (en) 1957-01-15 1960-01-12 Curtiss Wright Corp Flame holder apparatus
US3253403A (en) 1962-05-24 1966-05-31 Kelsey Hayes Co Nozzle having ablative coating
US3176465A (en) 1962-08-27 1965-04-06 Gen Electric Vapor fuel injector flameholder
US3309874A (en) 1965-02-04 1967-03-21 Bert B Gould Ablative nozzle
US3437173A (en) 1966-11-25 1969-04-08 Gen Electric Gas turbine engine with screech attenuating means
US4064691A (en) 1975-11-04 1977-12-27 General Electric Company Cooling of fastener means for a removable flameholder
US4242865A (en) 1978-01-25 1981-01-06 Curtiss-Wright Corporation Turbojet afterburner engine with two-position exhaust nozzle
DE2948197C2 (de) * 1979-11-30 1981-12-24 Messerschmitt-Bölkow-Blohm GmbH, 8000 München Startschubdüse für Rückstoßtriebwerke, insbesondere Raketen-Staustrahltriebwerke
US5020318A (en) 1987-11-05 1991-06-04 General Electric Company Aircraft engine frame construction
US5082182A (en) 1990-08-23 1992-01-21 United Technologies Corporation Thrust vectoring exhaust nozzle
US6125627A (en) * 1998-08-11 2000-10-03 Allison Advanced Development Company Method and apparatus for spraying fuel within a gas turbine engine
US6972064B2 (en) * 2002-10-23 2005-12-06 Alliant Techsystems Inc. Method of forming laminar structures having variable angle tape wrap

Also Published As

Publication number Publication date
US7251941B2 (en) 2007-08-07
EP1574699A1 (en) 2005-09-14
RU2382894C2 (ru) 2010-02-27
US20050198940A1 (en) 2005-09-15
EP1574699B1 (en) 2008-01-30
DE602005004572T2 (de) 2009-01-29
DE602005004572D1 (de) 2008-03-20

Similar Documents

Publication Publication Date Title
RU2005106776A (ru) Форсажная камера газотурбинного двигателя
US6389815B1 (en) Fuel nozzle assembly for reduced exhaust emissions
JP2012517575A (ja) 保炎器が冷却される旋回カップ
CN107270328B (zh) 用于燃气涡轮发动机增大器的闭合驻涡腔引燃器
US6164074A (en) Combustor bulkhead with improved cooling and air recirculation zone
US20100212324A1 (en) Dual walled combustors with impingement cooled igniters
JP2007187150A (ja) 外部燃料補給トラップ渦空洞部オーグメンタ
US6983601B2 (en) Method and apparatus for gas turbine engines
RU2382895C2 (ru) Турбореактивный двигатель с защитным экраном топливного коллектора кольца форсунок, кольцо форсунок и защитный экран
US10066836B2 (en) Gas turbine engine systems and methods involving enhanced fuel dispersion
JP5080815B2 (ja) 排出ダクト流れスプリッタシステム
CA2713576C (en) Fuel nozzle swirler assembly
US7475546B2 (en) Augmentor pilot nozzle
JP5814651B2 (ja) 排気流路に隣接する空洞のエジェクタパージ
JP2010025109A (ja) 燃料ノズル中心体及びそれを組立てる方法
RU2007142117A (ru) Ракетный двигатель малой тяги
US20060292504A1 (en) After-burner chamber with secure ignition
RU2006110988A (ru) Горелка для камеры сгорания газовой турбины (варианты)
TWI238871B (en) Augmentor
JP2004278530A (ja) タービンエンジンオグメンタ
CN110030581A (zh) 用于燃气涡轮发电站燃烧器的烧嘴
JPH09268946A (ja) ジェットエンジンのフレームホルダ
US2829494A (en) Primary zone for gas turbine combustor
JP6466303B2 (ja) 燃焼装置
RU2250415C1 (ru) Кольцевая камера сгорания газотурбинного двигателя

Legal Events

Date Code Title Description
MM4A The patent is invalid due to non-payment of fees

Effective date: 20170310