RU2040701C1 - Фронтовое устройство камеры сгорания газотурбинного двигателя - Google Patents
Фронтовое устройство камеры сгорания газотурбинного двигателя Download PDFInfo
- Publication number
- RU2040701C1 RU2040701C1 SU5037699A RU2040701C1 RU 2040701 C1 RU2040701 C1 RU 2040701C1 SU 5037699 A SU5037699 A SU 5037699A RU 2040701 C1 RU2040701 C1 RU 2040701C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- stabilizers
- torus
- fuel
- wall
- cone
- Prior art date
Links
Images
Abstract
Использование: в авиадвигателестроении. Сущность изобретения: камера сгорания пароводородного ракетно-турбинного двигателя состоит из четырех основных узлов: диффузора, фронтового устройства, камеры и переходника. Фронтовое устройство имеет цилиндрический корпус с фланцами для соединения с другими узлами, внешнюю поверхность которого охватывает тор, где внутри под углом 148° к стенке установлены лучами по радиусу стабилизаторы с V-образными полками с углом 10° при вершине, которые оснащены топливным коллектором с выпускными соплами, выполненными в пластине, закрывающей встык торцевую часть стабилизатора. Сопла направлены по потоку параллельно оси. В центре стабилизаторы соединены посредством полого конуса. Сообщение с полостью конуса осуществляется через отверстия в его стенке, выполненные внутри их полостей. Основание конуса закрыто шайбой, устанавленной в глубине его с выпускным соплом в центре. Отношение шага сопла коллектра стабилизатора к его диаметру равно 3,5. Для соединения с топливной магистралью тор оснащен штуцерами. Через отверстие в поверхности стенки корпуса полость тора сообщается с внутренними полостями стабилизаторов, образуя топливный коллектор. 2 ил.
Description
Изобретение относится к авиадвигателестроению, в частности к камерам сгорания газотурбинных двигателей, работающих на водороде.
В качестве прототипа изобретения выбрано техническое решение фронтового устройства газотурбинного двигателя, содержащие установленные внутри корпуса под углом к его стенке стабилизаторы с V-образными полками, оснащенные топливными коллекторами с выпускными соплами и имеющими штуцера для присоединения к топливной магистрали [1]
Целью изобретения является повышение полноты сгорания и обеспечения устойчивости процесса горения водорода в камере сгорания при изменении режимов ее работы в широком диапазоне.
Целью изобретения является повышение полноты сгорания и обеспечения устойчивости процесса горения водорода в камере сгорания при изменении режимов ее работы в широком диапазоне.
На фиг.1 представлен общий вид камеры сгорания "пароводородного" ракетно-турбинного двигателя; на фиг.2 необходимые проекции и сечения фронтового устройства камеры сгорания, поясняющие сущность изобретения.
Камера 1 сгорания РТД содержит конический диффузор 2, фронтовое устройство 3, камеру 4 и переходник 5. Фронтовое устройство 3 состоит из цилиндрического корпуса 6, оснащенного фланцами 7, коллектора 8, выполненного в виде тора на внешней поверхности, установленных внутри под углом 148 градусов к стенке по потоку стабилизаторов 9 с V-образными полками с углом 10 градусов при вершине и выпускных сопел 10, выполненных в пластине 11 закрывающей встык его торцевую часть и направленных параллельно оси по потоку с отношением шага к диаметру сопла равным 3.5. Стабилизаторы 9 в центре камеры соединены посредством полого конуса 12, полость которого посредством отверстий в стенке соединена с их полостями, где его основание закрыто шайбой 13, заглубленной внутрь конуса и имеющей выпускное сопло 14 в центре. Для соединения с топливной магистралью коллектор 8 оснащен штуцерами 15. Полости коллектора 8 сообщаются с полостями топливного коллектора, образованного внутри стабилизаторов 9, посредством отверстий выполненных в стенке цилиндрического корпуса 6.
Фронтовое устройство работает следующим образом.
Воздух из-за компрессора поступает на вход диффузора 2 камеры сгорания 1, где уменьшается скорость потока и выравниваются пульсации давления. Водород по топливной магистрали через штуцер 15 подается в полость коллектора 8, где через отверстия в стенке корпуса 6 он поступает в полости стабилизаторов 9. Откуда, через выпускные сопла 10, водород попадает в зону рециркуляции потока воздуха за стабилизатором 9, где происходит его смещение. Стабилизаторы 9 установлены под углом 148 градусов к стенке по потоку, что позволяет получить необходимый профиль распределения концентрации водорода в смеси. Из-за большого диаметра выпускного сопла 14 в центре конуса 12 в зоне смешения в центре образуется зона богатой смеси, которая поджигается запальником установленным на корпусе камеры 4. Место установки запальника показано на фиг.1 осевой линией, проведенной на расстоянии 45 мм от фланца. Смесь за стабилизатором поджигается по принципу огненной дорожки. Такое распределение смеси позволяет наиболее эффективно организовывать процесс горения и его устойчивость при различных изменениях режима работы.
Claims (1)
- ФРОНТОВОЕ УСТРОЙСТВО КАМЕРЫ СГОРАНИЯ ГАЗОТУРБИННОГО ДВИГАТЕЛЯ, содержащее установленные внутри корпуса под углом к его стенке стабилизаторы с V-образными полками, оснащенные топливными коллекторами с выпускными соплами и имеющими штуцеры для присоединения к топливной магистрали, отличающееся тем, что при выполнении газотурбинного двигателя в виде водородного ракетного устройство снабжено соединяющим стабилизаторы полым конусом с основанием, закрытым шайбой, заглубленной внутрь конуса и имеющей выпускное сопло в центре, стабилизаторы снабжены пластиной, закрывающей встык их торцевую часть, выпускные сопла топливных коллекторов размещены в пластине в направлении по потоку параллельно оси с шагом, равным 3,5 их диаметра, корпус выполнен в виде цилиндрической жаровой трубы, топливные коллекторы в форме тора, охватывающего внешнюю поверхность корпуса.
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
SU5037699 RU2040701C1 (ru) | 1992-01-22 | 1992-01-22 | Фронтовое устройство камеры сгорания газотурбинного двигателя |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
SU5037699 RU2040701C1 (ru) | 1992-01-22 | 1992-01-22 | Фронтовое устройство камеры сгорания газотурбинного двигателя |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2040701C1 true RU2040701C1 (ru) | 1995-07-25 |
Family
ID=21602047
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
SU5037699 RU2040701C1 (ru) | 1992-01-22 | 1992-01-22 | Фронтовое устройство камеры сгорания газотурбинного двигателя |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU2040701C1 (ru) |
Cited By (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2454607C1 (ru) * | 2011-02-01 | 2012-06-27 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный аэрогидродинамический институт имени профессора Н.Е. Жуковского" (ФГУП "ЦАГИ") | Способ стабилизации процесса горения топлива в камере сгорания и камера сгорания прямоточного воздушно-реактивного двигателя летательного аппарата |
-
1992
- 1992-01-22 RU SU5037699 patent/RU2040701C1/ru active
Non-Patent Citations (1)
Title |
---|
Авторское свидетельство СССР N 169948, кл. F 23R 3/18, 1956. * |
Cited By (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2454607C1 (ru) * | 2011-02-01 | 2012-06-27 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный аэрогидродинамический институт имени профессора Н.Е. Жуковского" (ФГУП "ЦАГИ") | Способ стабилизации процесса горения топлива в камере сгорания и камера сгорания прямоточного воздушно-реактивного двигателя летательного аппарата |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
US5794449A (en) | Dry low emission combustor for gas turbine engines | |
US4222243A (en) | Fuel burners for gas turbine engines | |
US5611684A (en) | Fuel-air mixing unit | |
JPH09119641A (ja) | ガスタービンエンジン用低窒素酸化物希薄予混合モジュール | |
US3820324A (en) | Flame tubes for gas turbine engines | |
US5303554A (en) | Low NOx injector with central air swirling and angled fuel inlets | |
CN101509670A (zh) | 燃气涡轮发动机的燃料喷嘴及其制造方法 | |
CN107575864B (zh) | 一种线性低氮燃气燃烧头 | |
CN108758689B (zh) | 一种微型涡轮发动机燃烧室 | |
CN114608834A (zh) | 一种应用于航空发动机喷雾燃烧研究的模型装置 | |
GB2035540A (en) | A gas turbine engine fuel injector | |
RU2040701C1 (ru) | Фронтовое устройство камеры сгорания газотурбинного двигателя | |
US3074469A (en) | Sudden expansion burner having step fuel injection | |
CN105180214A (zh) | 一种可燃烧低热值气体的双燃料喷嘴与旋流器一体化结构 | |
US5426933A (en) | Dual feed injection nozzle with water injection | |
CN205208630U (zh) | 一种可燃烧低热值气体的双燃料喷嘴与旋流器一体化结构 | |
US3986817A (en) | Grid burner pilot igniter | |
RU2680781C1 (ru) | Способ стабилизации зоны горения в форсажной камере сгорания турбореактивного двигателя и форсажная камера сгорания турбореактивного двигателя | |
US4063872A (en) | Universal burner | |
US5887795A (en) | Premix fuel injector with low acoustics | |
RU2307985C1 (ru) | Устройство для сжигания топлива | |
JP2604933Y2 (ja) | ガスタービン用燃焼器 | |
RU2035661C1 (ru) | Устройство для распыла топлива или жидкости | |
CN220152729U (zh) | 一种渐扩式引射燃烧器 | |
RU2052174C1 (ru) | Смеситель горелки |