RU2009107419A - DEVICE AND METHOD (OPTIONS) FOR STABILIZING A FLAME IN AN AFTER FORCING TURBO-REACTIVE ENGINE - Google Patents

DEVICE AND METHOD (OPTIONS) FOR STABILIZING A FLAME IN AN AFTER FORCING TURBO-REACTIVE ENGINE Download PDF

Info

Publication number
RU2009107419A
RU2009107419A RU2009107419/06A RU2009107419A RU2009107419A RU 2009107419 A RU2009107419 A RU 2009107419A RU 2009107419/06 A RU2009107419/06 A RU 2009107419/06A RU 2009107419 A RU2009107419 A RU 2009107419A RU 2009107419 A RU2009107419 A RU 2009107419A
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
afterburner
flame
air
fuel
combustion chamber
Prior art date
Application number
RU2009107419/06A
Other languages
Russian (ru)
Other versions
RU2403422C1 (en
Inventor
Александр Евгеньевич Кишалов (RU)
Александр Евгеньевич Кишалов
Original Assignee
Государственное образовательное учреждение высшего профессионального образования "Уфимский государственный авиационный технический
Государственное образовательное учреждение высшего профессионального образования "Уфимский государственный авиационный технический университет"
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 Государственное образовательное учреждение высшего профессионального образования "Уфимский государственный авиационный технический, Государственное образовательное учреждение высшего профессионального образования "Уфимский государственный авиационный технический университет" filed Critical Государственное образовательное учреждение высшего профессионального образования "Уфимский государственный авиационный технический
Priority to RU2009107419/06A priority Critical patent/RU2403422C1/en
Publication of RU2009107419A publication Critical patent/RU2009107419A/en
Application granted granted Critical
Publication of RU2403422C1 publication Critical patent/RU2403422C1/en

Links

Landscapes

  • Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
  • Exhaust Gas After Treatment (AREA)

Abstract

1. Устройство для стабилизации пламени в форсажной камере турбореактивного двигателя, содержащее струйный аэродинамический стабилизатор пламени с топливной форсункой и камерой сгорания с воспламенителем топливовоздушной смеси, отличающееся тем, что содержит дополнительный компрессор перед топливной форсункой и камерой сгорания с воспламенителем топливовоздушной смеси, дополнительную турбину, расположенную за камерой сгорания, патрубки отбора воздуха, устройство отвода выхлопных газов и систему сверхзвуковых сопел. ! 2. Способ стабилизации пламени в форсажной камере турбореактивного двигателя с помощью воздушных струй, вдуваемых в газовый поток форсажной камеры через отверстия различной формы навстречу под некоторым углом к потоку, отличающийся тем, что отбор воздуха производят из промежуточной ступени компрессора, при этом необходимое для стабилизации пламени давление струи, выходящей из системы сопел, получают за счет использования дополнительного малоразмерного газотурбинного двигателя, расположенного в центральном теле форсажной камеры. ! 3. Способ стабилизации пламени в форсажной камере турбореактивного двухконтурного двигателя с помощью воздушных струй, вдуваемых в газовый поток форсажной камеры через отверстия различной формы навстречу под некоторым углом к потоку, отличающийся тем, что отбор воздуха производят из второго контура, при этом необходимое для стабилизации пламени давление струи, выходящей из системы сопел, получают за счет использования дополнительного малоразмерного газотурбинного двигателя, расположенного в центральном теле форсажной камеры. 1. A device for stabilizing a flame in an afterburner of a turbojet engine, comprising a jet aerodynamic flame stabilizer with a fuel nozzle and a combustion chamber with a fuel-air igniter, characterized in that it contains an additional compressor in front of the fuel nozzle and a combustion chamber with a fuel-air igniter, an additional turbine located behind the combustion chamber, air exhaust pipes, exhaust device and a system of supersonic nozzles. ! 2. The method of stabilization of the flame in the afterburner of a turbojet engine using air jets blown into the gas stream of the afterburner through openings of various shapes towards at an angle to the flow, characterized in that the air is taken from the intermediate stage of the compressor, while it is necessary to stabilize the flame the pressure of the jet exiting the nozzle system is obtained through the use of an additional small-sized gas turbine engine located in the central body of the afterburner. ! 3. The method of stabilization of the flame in the afterburner of a turbojet bypass engine using air jets injected into the gas stream of the afterburner through openings of various shapes towards at an angle to the stream, characterized in that the air is taken from the second circuit, while necessary to stabilize the flame the pressure of the jet exiting the nozzle system is obtained through the use of an additional small-sized gas turbine engine located in the central body of the afterburner.

Claims (3)

1. Устройство для стабилизации пламени в форсажной камере турбореактивного двигателя, содержащее струйный аэродинамический стабилизатор пламени с топливной форсункой и камерой сгорания с воспламенителем топливовоздушной смеси, отличающееся тем, что содержит дополнительный компрессор перед топливной форсункой и камерой сгорания с воспламенителем топливовоздушной смеси, дополнительную турбину, расположенную за камерой сгорания, патрубки отбора воздуха, устройство отвода выхлопных газов и систему сверхзвуковых сопел.1. A device for stabilizing a flame in an afterburner of a turbojet engine, comprising a jet aerodynamic flame stabilizer with a fuel nozzle and a combustion chamber with a fuel-air igniter, characterized in that it contains an additional compressor in front of the fuel nozzle and a combustion chamber with a fuel-air igniter, an additional turbine located behind the combustion chamber, air exhaust pipes, exhaust device and a system of supersonic nozzles. 2. Способ стабилизации пламени в форсажной камере турбореактивного двигателя с помощью воздушных струй, вдуваемых в газовый поток форсажной камеры через отверстия различной формы навстречу под некоторым углом к потоку, отличающийся тем, что отбор воздуха производят из промежуточной ступени компрессора, при этом необходимое для стабилизации пламени давление струи, выходящей из системы сопел, получают за счет использования дополнительного малоразмерного газотурбинного двигателя, расположенного в центральном теле форсажной камеры.2. The method of stabilization of the flame in the afterburner of a turbojet engine using air jets blown into the gas stream of the afterburner through openings of various shapes towards at an angle to the flow, characterized in that the air is taken from the intermediate stage of the compressor, while it is necessary to stabilize the flame the pressure of the jet exiting the nozzle system is obtained through the use of an additional small-sized gas turbine engine located in the central body of the afterburner. 3. Способ стабилизации пламени в форсажной камере турбореактивного двухконтурного двигателя с помощью воздушных струй, вдуваемых в газовый поток форсажной камеры через отверстия различной формы навстречу под некоторым углом к потоку, отличающийся тем, что отбор воздуха производят из второго контура, при этом необходимое для стабилизации пламени давление струи, выходящей из системы сопел, получают за счет использования дополнительного малоразмерного газотурбинного двигателя, расположенного в центральном теле форсажной камеры. 3. The method of stabilization of the flame in the afterburner of a turbojet bypass engine using air jets injected into the gas stream of the afterburner through openings of various shapes towards at an angle to the stream, characterized in that the air is taken from the second circuit, while necessary to stabilize the flame the pressure of the jet exiting the nozzle system is obtained through the use of an additional small-sized gas turbine engine located in the central body of the afterburner.
RU2009107419/06A 2009-03-02 2009-03-02 Device and method (versions) to stabilise flame in turbojet engine afterburner chamber RU2403422C1 (en)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2009107419/06A RU2403422C1 (en) 2009-03-02 2009-03-02 Device and method (versions) to stabilise flame in turbojet engine afterburner chamber

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2009107419/06A RU2403422C1 (en) 2009-03-02 2009-03-02 Device and method (versions) to stabilise flame in turbojet engine afterburner chamber

Publications (2)

Publication Number Publication Date
RU2009107419A true RU2009107419A (en) 2010-09-10
RU2403422C1 RU2403422C1 (en) 2010-11-10

Family

ID=42800069

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2009107419/06A RU2403422C1 (en) 2009-03-02 2009-03-02 Device and method (versions) to stabilise flame in turbojet engine afterburner chamber

Country Status (1)

Country Link
RU (1) RU2403422C1 (en)

Families Citing this family (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2573438C1 (en) * 2014-08-07 2016-01-20 Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный институт авиационного моторостроения им. П.И. Баранова" Method of aircraft engine augmentation
CN107270325B (en) * 2017-06-05 2020-02-14 西北工业大学 Integrated spiral-flow inner cone afterburner
RU2656525C1 (en) * 2017-06-20 2018-06-05 Публичное акционерное общество "ОДК - Уфимское моторостроительное производственное объединение" (ПАО "ОДК-УМПО") Turbo jet engine (tje) afterburner system operation method and the afterburner system operating by this method, afterburner pump operation method and the afterburner pump operating by this method, tje operation method and the tje operating by this method
RU2666835C1 (en) * 2017-06-20 2018-09-12 Публичное акционерное общество "ОДК-Уфимское моторостроительное производственное объединение" (ПАО "ОДК-УМПО") Turbo jet engine (tje) afterburner system operation method and operating by this method afterburner system (options), tje operation method and tje operating by this method
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

Also Published As

Publication number Publication date
RU2403422C1 (en) 2010-11-10

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CA2865543C (en) Afterburner and aircraft engine
WO2009056425A3 (en) A combustor for a gas-turbine engine
US10066836B2 (en) Gas turbine engine systems and methods involving enhanced fuel dispersion
JP2011153815A5 (en)
RU2005106776A (en) GAS-TURBINE ENGINE FORCING CHAMBER
RU2009107419A (en) DEVICE AND METHOD (OPTIONS) FOR STABILIZING A FLAME IN AN AFTER FORCING TURBO-REACTIVE ENGINE
RU2014133525A (en) BURNER DEVICE AND METHOD OF WORK OF THE BURNER DEVICE
RU2009118399A (en) NUCLEAR BURNING FOR HYPERSONIC DIRECT-AIR AIR-REACTIVE ENGINES
JP5814651B2 (en) Ejector purge of the cavity adjacent to the exhaust flow path
US11543130B1 (en) Passive secondary air assist nozzles
RU2013121279A (en) SECONDARY COMBUSTION DEVICE (OPTIONS)
WO2011146096A3 (en) Combustor system
WO2013096591A3 (en) Can annular combustion arrangement with flow tripping device
WO2009140682A3 (en) Marine propulsion system
RU165003U1 (en) DEVICE FOR STABILIZING A FLAME IN AN AFTER CHAMBER OF A TURBO-REACTIVE ENGINE
RU2493399C2 (en) Method to implement cyclic detonation burning in intermittent air jet engine
RU2613755C1 (en) Turboram air-jet engine
RU2006112407A (en) DIRECT-AIR AIR-REACTIVE ENGINE WITH LENGTHED BY LENGTH OF HEAT AND MASS SUPPLY
RU2709239C1 (en) Combustion chamber of gas turbine engine
RU2663965C1 (en) Gas turbine engine combustion afterburner front device
RU2008117235A (en) METHOD FOR GAS-TURBINE ENGINE CONTROL WITH FORCING COMBUSTION CHAMBER
RU2008102301A (en) METHOD OF ORGANIZING THE WORKING PROCESS OF THE ROCKET ENGINE
RU185450U1 (en) COMBUSTION CAMERA OF A GAS TURBINE ENGINE WITH CONSTANT VOLUME OF COMBUSTION OF FUEL
RU2014100571A (en) GAS-TURBINE AIRCRAFT ENGINE AND ITS FORCING METHOD
RU2429366C2 (en) Method of increasing valveless pulse duct thrust

Legal Events

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

Effective date: 20110303