RU2209992C1 - Форсажная камера двухконтурного турбореактивного двигателя - Google Patents
Форсажная камера двухконтурного турбореактивного двигателя Download PDFInfo
- Publication number
- RU2209992C1 RU2209992C1 RU2002105890A RU2002105890A RU2209992C1 RU 2209992 C1 RU2209992 C1 RU 2209992C1 RU 2002105890 A RU2002105890 A RU 2002105890A RU 2002105890 A RU2002105890 A RU 2002105890A RU 2209992 C1 RU2209992 C1 RU 2209992C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- ferrule
- flow
- turbojet engine
- flame stabilizer
- separating
- Prior art date
Links
Images
Landscapes
- Fluidized-Bed Combustion And Resonant Combustion (AREA)
Abstract
Форсажная камера двухконтурного турбореактивного двигателя со смешением потоков содержит наружную и разделяющую контуры обечайку и размещенные во внутреннем контуре стабилизатор пламени и топливные форсунки. Контуры сообщены между собой ниже по потоку от среза стабилизатора пламени на расстоянии не менее ширины его полки. В форсажной камере может быть установлен теплозащитный экран, заборник которого размещен соосно между наружной и разделительной обечайкой. В канале, ограниченном разделительной обечайкой и теплозащитным экраном, размещены дополнительные топливные форсунки. Изобретение позволяет улучшить тяговые и расходные характеристики двухконтурного турбореактивного двигателя. 1 з.п.ф-лы, 2 ил.
Description
Изобретение относится к области авиационного двигателестроения, в частности к форсажным камерам авиационных турбореактивных двигателей (ТРДДФ) со смешением потоков.
Известна форсажная камера ТРДДФ со смешением потоков, содержащие разделяющую контуры обечайку и размещенные во внутреннем контуре стабилизаторы пламени и топливные форсунки (см., например, книгу "Конструкция и проектирование авиационных газотурбинных двигателей" под ред. Хронина Д.В. - М.: Машиностроение, 1989, с. 450). В известном устройстве срез разделительной стенки расположен перед фронтовым устройством (т.е. выше по потоку), вследствие чего стабилизаторы пламени частично или полностью обдуваются потоком второго (вентиляторного) контура. Как известно (см., например, упомянутую выше книгу, с. 447), при увеличении скорости полета самолета увеличивается степень двухконтурности двигателя и, соответственно, скорость истечения воздуха из второго контура, что приводит к увеличению потерь давления на стабилизаторе пламени (соответственно, к снижению тяги двигателя) и ухудшению условий стабилизации горения топлива из-за увеличения скорости и "обеднения" топливовоздушной смеси в зоне обратных токов за срезом стабилизатора пламени (особенно в периферийной его части). Последнее обстоятельство также приводит к снижению тяги и ухудшению экономичности двигателя.
Количественная оценка, проведенная путем обработки результатов испытаний двигателя РД-33, показала, что потери полного давления в форсажной камере возрастают от 11,2% в стартовых условиях до 17% на режиме предельной скорости полета, а скорость набегающего на стабилизатор пламени потока газа возрастает в этих условиях от λ = 0.34 до λ = 0,71.
Задачей, на решение которой направлено предлагаемое изобретение, является улучшение тяговых и расходных характеристик ТРДДФ путем снижения гидравлического сопротивления в форсажной камере.
Поставленная задача решается за счет того, что в форсажной камере ТРДДФ со смешением потоков, содержащей разделяющую контуры обечайку и размещенные во внутреннем контуре стабилизаторы пламени и топливные форсунки, согласно изобретению контуры сообщены между собой ниже по потоку от среза стабилизатора пламени на расстоянии не менее ширины его полки. Смешение потоков двух контуров осуществляется ниже по потоку от стабилизатора пламени, благодаря чему на всех режимах работы двигателя сохраняются условия формирования топливовоздушной смеси в зоне обратных токов и удается избежать увеличения потерь давления на стабилизаторе пламени при увеличении степени двухконтурности ТРДДФ.
Наиболее оптимально работа форсажной камеры обеспечивается в том случае, когда часть топлива подается непосредственно в поток второго (вентиляторного) контура, для чего соосно между наружной и разделительной обечайками располагают заборник теплозащитного экрана форсажной камеры, а в канале, ограниченном разделительной обечайкой и теплозащитным экраном, размещают дополнительные топливные форсунки. При этом создаются условия для улучшения характеристик ТРДДФ (увеличения тяги и снижения расхода топлива) на форсированном режиме путем оптимизации распределения топлива между контурами, так как увеличение степени двухконтурности при возрастании скорости полета самолета требует соответствующего увеличения доли топлива, подаваемого в периферийную часть форсажной камеры.
На фиг.1 схематично представлен продольный разрез предлагаемой форсажной камеры ТРДДФ. На фиг. 2 изображен стабилизатор пламени. Форсажная камера ТРДДФ содержит расположенные в потоке затурбинного газа стабилизатор пламени 1, топливные форсунки 2 и разделяющую контуры затурбинного (1) и вентиляторного (2) потоков обечайку 3. Срез разделительной обечайки 3 (сечение А-А) расположен ниже по потоку от среза стабилизатора 1 (сечение Б-Б) в периферийной его части на расстоянии С не менее ширины его полки Д. Дополнительные форсунки 4 расположены непосредственно в потоке второго (вентиляторного) контура ниже по потоку от заборника 5 (сечение В-В) теплозащитного экрана 6. Заборник 5 размещен соосно между наружной и разделительной обечайками 3 и 7 соответственно. На выходе из форсажной камеры размещено реактивное сопло 8.
При работе ТРДДФ поступающий из турбины газ, смешиваясь с подаваемым через топливные форсунки 2 топливом, набегает на стабилизатор пламени 1 и, воспламеняясь на границе зоны обратных токов 9 (см. фиг.2), смешивается с потоком воздуха вентиляторного контура. Через расположенные в потоке второго (вентиляторного) контура дополнительные топливные форсунки 4 подается часть форсажного топлива (за вычетом поступившего в топливные форсунки 2), полученная смесь воспламеняется от фронта пламени за стабилизатором 1 и догорает по мере приближения к реактивному соплу 8. Расположение дополнительных топливных форсунок 4 ниже по потоку относительно заборника 5 экрана 6 предупреждает попадание топлива и его воспламенение в канале охлаждения, т.е. в пространстве между наружной обечайкой 7 и экраном 6.
Раздельная подача форсажного топлива через топливные форсунки 2 в первый контур и дополнительные форсунки 4 во второй контур позволяет обеспечить оптимальное для эффективного горения распределение топлива по сечению форсажной камеры при изменении степени двухконтурности двигателя (возрастание скорости полета самолета сопровождается ростом степени двухконтурности двигателя). Такая оптимизация позволит на предельной скорости полета самолета типа МиГ-29 увеличить полноту сгорания топлива на ~ 4%, что соответствует увеличению тяги ТРДДФ на ~ 2,3%.
Снижение потерь давления приведет к снижению удельного расхода топлива на крейсерском режиме полета самолета типа МиГ-29 у земли на ~5,1% и к дополнительному увеличению тяги на предельной скорости полета самолета на ~2%, т.е. в общей сложности увеличение тяги составит ~4,3%.
Claims (2)
1. Форсажная камера двухконтурного турбореактивного двигателя со смешением потоков, содержащая наружную и разделяющую контуры обечайки и размещенные во внутреннем контуре стабилизатор пламени и топливные форсунки, отличающаяся тем, что контуры сообщены между собой ниже по потоку от среза стабилизатора пламени на расстоянии не менее ширины его полки.
2. Форсажная камера по п. 1, отличающаяся тем, что содержит теплозащитный экран, заборник которого размещен соосно между наружной и разделительной обечайками, а в канале, ограниченном разделительной обечайкой и теплозащитным экраном, размещены дополнительные топливные форсунки.
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2002105890A RU2209992C1 (ru) | 2002-03-06 | 2002-03-06 | Форсажная камера двухконтурного турбореактивного двигателя |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2002105890A RU2209992C1 (ru) | 2002-03-06 | 2002-03-06 | Форсажная камера двухконтурного турбореактивного двигателя |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2209992C1 true RU2209992C1 (ru) | 2003-08-10 |
Family
ID=29246454
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2002105890A RU2209992C1 (ru) | 2002-03-06 | 2002-03-06 | Форсажная камера двухконтурного турбореактивного двигателя |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU2209992C1 (ru) |
Cited By (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2641191C1 (ru) * | 2016-12-26 | 2018-01-16 | Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего образования "Московский авиационный институт (национальный исследовательский университет)" | Форсажная камера двухконтурного турбореактивного двигателя |
-
2002
- 2002-03-06 RU RU2002105890A patent/RU2209992C1/ru not_active IP Right Cessation
Cited By (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2641191C1 (ru) * | 2016-12-26 | 2018-01-16 | Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего образования "Московский авиационный институт (национальный исследовательский университет)" | Форсажная камера двухконтурного турбореактивного двигателя |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
CA2551711C (en) | Augmentor radial fuel spray bar with counterswirling heat shield | |
US7225623B2 (en) | Trapped vortex cavity afterburner | |
US7437876B2 (en) | Augmenter swirler pilot | |
EP1605207B1 (en) | Thrust augmentor for gas turbine engines | |
CA2567533C (en) | Externally fueled trapped vortex cavity augmentor | |
CA2520471C (en) | Methods and apparatus for assembling a gas turbine engine | |
US3540216A (en) | Two-flow gas turbine jet engine | |
US20140360197A1 (en) | Afterburner and aircraft engine | |
RU2379537C2 (ru) | Способ улучшения зажигания в форсажном устройстве двухконтурного турбореактивного двигателя и форсажное устройство, реализующее данный способ | |
CA2935810C (en) | Afterburner and aircraft engine | |
US6868665B2 (en) | Methods and apparatus for operating gas turbine engines | |
EP2400221B1 (en) | Ejector purge of cavity adjacent exhaust flowpath | |
KR100610732B1 (ko) | 오그멘터 | |
RU2209992C1 (ru) | Форсажная камера двухконтурного турбореактивного двигателя | |
US4204404A (en) | Combustion chamber for gas turbine engines, particularly an ignition device for such a combustion chamber | |
RU2366823C1 (ru) | Форсажная камера двухконтурного газотурбинного двигателя со смешением потоков (варианты) | |
US8991189B2 (en) | Side-initiated augmentor for engine applications | |
JP2723488B2 (ja) | 航空エンジン用アフタバーナ | |
RU2009350C1 (ru) | Способ организации рабочего процесса в газотурбинном двигателе и газотурбинный двигатель | |
JP2998352B2 (ja) | ラム燃焼器 | |
JPH06330765A (ja) | ジェットエンジンの保炎装置 |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
MZ4A | Patent is void |
Effective date: 20171219 |