RU2214526C1 - Combustion chamber of gas-turbine engine - Google Patents
Combustion chamber of gas-turbine engine Download PDFInfo
- Publication number
- RU2214526C1 RU2214526C1 RU2002122536A RU2002122536A RU2214526C1 RU 2214526 C1 RU2214526 C1 RU 2214526C1 RU 2002122536 A RU2002122536 A RU 2002122536A RU 2002122536 A RU2002122536 A RU 2002122536A RU 2214526 C1 RU2214526 C1 RU 2214526C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- igniter
- cavity
- combustion chamber
- space
- gas
- Prior art date
Links
Images
Landscapes
- Ignition Installations For Internal Combustion Engines (AREA)
Abstract
Description
Изобретение относится к области авиационной техники, в частности к конструкциям камер сгорания, и может быть использовано для запуска камер сгорания газотурбинных двигателей (ГТД) и установок. The invention relates to the field of aviation technology, in particular to the construction of combustion chambers, and can be used to start the combustion chambers of gas turbine engines (GTE) and installations.
Известна камера сгорания газотурбинного двигателя, содержащая воспламенительную камеру, из которой выходит канал, расположенный между наружной стенкой камеры сгорания и жаровой трубой. В трубе находится электрическая запальная свеча вместе с пусковой форсункой. Пусковое топливо впрыскивается в камеру воспламенения с целью получения пускового факела, который распространяется в жаровую трубу и воспламеняет поступающую туда топливовоздушную смесь, осуществляя запуск камеры сгорания (см. заявку DE 1275837, МПК 7 F 02 С 7/26, 22.08.1968). A known combustion chamber of a gas turbine engine comprising an ignition chamber, from which a channel exits between the outer wall of the combustion chamber and the flame tube. There is an electric spark plug in the pipe together with a starting nozzle. Starting fuel is injected into the ignition chamber in order to obtain a starting torch, which propagates into the flame tube and ignites the air-fuel mixture entering there, starting the combustion chamber (see application DE 1275837, IPC 7 F 02 C 7/26, 08/22/1968).
Однако после длительного хранения данная конструкция камеры сгорания требует проверки и проливки топливных систем для расконсервации и обеспечения надежного запуска. However, after prolonged storage, this design of the combustion chamber requires checking and spilling of the fuel systems in order to re-preserve and ensure a reliable start.
Наиболее близким по технической сущности к предложенному устройству является камера сгорания газотурбинного двигателя, содержащая первый генератор для получения газообразного продукта повышенной температуры и давления путем воспламенения размещенного в нем горючего материала и второй генератор с пиротехническим зарядом, связанный с первым генератором. При воспламенении горючего материала в первом генераторе происходит нагрев внешней стенки теплопередающего элемента, и за счет передачи тепла через стенку осуществляется воспламенение пиротехнического заряда, обеспечивающего запуск камеры сгорания (см. патент US 5174106, МПК 7 F 02 С 7/272, 29.12.1992). Closest to the technical nature of the proposed device is a combustion chamber of a gas turbine engine containing a first generator to obtain a gaseous product of elevated temperature and pressure by igniting the combustible material placed in it and a second generator with a pyrotechnic charge associated with the first generator. When igniting combustible material in the first generator, the outer wall of the heat transfer element is heated, and due to heat transfer through the wall, the pyrotechnic charge is ignited, which starts the combustion chamber (see patent US 5174106, IPC 7 F 02 C 7/272, December 29, 1992) .
Данная конструкция камеры сгорания также не обеспечивает надежность запуска камеры сгорания, так как воспламенение пиротехнического заряда осуществляется за счет теплопередачи, при этом не предусмотрен повторный запуск. Указанные недостатки особенно недопустимы для ГТД, используемых на ракетах. This design of the combustion chamber also does not ensure the reliability of starting the combustion chamber, since the ignition of the pyrotechnic charge is due to heat transfer, and there is no re-start. These shortcomings are especially unacceptable for gas turbine engines used on missiles.
Задачей изобретения является обеспечение надежного запуска камеры сгорания ГТД после длительного хранения, особенно в тяжелых условиях (низкая температура, вязкое топливо и т.д.). The objective of the invention is to ensure reliable start of the combustion chamber of a gas turbine engine after prolonged storage, especially in difficult conditions (low temperature, viscous fuel, etc.).
Указанный технический результат достигается за счет того, что камера сгорания газотурбинного двигателя содержит, по меньшей мере, один воспламенитель, рабочая полость которого соединена с жаровой трубой патрубком, при этом в корпусе воспламенителя выполнена, по меньшей мере, одна пара дополнительных полостей, в первой из которых установлен основной заряд пиросредств (порох) со свободной торцевой поверхностью, а во второй полости установлены дополнительный заряд пиросредств (порох) и электровоспламенитель с блоком включения, подключенным к электросистеме двигателя, причем первая полость соединена с рабочей полостью воспламенителя каналом, в котором установлена прорывная мембрана, а вторая полость соединена с первой полостью каналом, ось которого направлена в центр свободной торцевой поверхности основного заряда. Кроме того, в корпусе воспламенителя могут быть выполнены дополнительные пары полостей с зарядами пиросредств и электровоспламенителями, соединенными с блоком включения, при этом каждая пара полостей выполнена в изолированных друг от друга частях корпуса воспламенителя, присоединенных к его стенке, образующей рабочую полость, таким образом, что минимальное расстояние между ними в месте присоединения по стенке больше или равно трем толщинам данной стенки корпуса воспламенителя. The specified technical result is achieved due to the fact that the combustion chamber of a gas turbine engine contains at least one igniter, the working cavity of which is connected to the flame tube by a nozzle, while at least one pair of additional cavities is made in the igniter body, in the first of of which the main pyromedicine charge (gunpowder) with a free end surface is installed, and in the second cavity an additional pyromedicine charge (gunpowder) and an electric igniter with an ignition unit connected to the engine electrical system, the first cavity being connected to the ignitor working cavity by the channel in which the breakthrough membrane is installed, and the second cavity is connected by the channel, the axis of which is directed to the center of the free end surface of the main charge. In addition, additional pairs of cavities with charges of pyromedicines and electric igniters connected to the switching unit can be made in the igniter body, each pair of cavities being made in parts of the ignitor body isolated from each other and connected to its wall forming the working cavity, thus that the minimum distance between them at the point of attachment along the wall is greater than or equal to three thicknesses of this wall of the igniter body.
Изобретение поясняется графическим материалом, где на фиг.1 схематически представлена камера сгорания газотурбинного двигателя, а на фиг.2 - температурный график. The invention is illustrated by graphic material, where in Fig.1 schematically shows the combustion chamber of a gas turbine engine, and in Fig.2 is a temperature graph.
На корпусе 1 камеры сгорания газотурбинного двигателя установлен, по меньшей мере, один корпус 2 воспламенителя, рабочая полость 3 которого соединена с жаровой трубой 4 патрубком 5, при этом в корпусе воспламенителя 2 выполнена, по меньшей мере, одна изолированная часть 6 с одной парой дополнительных полостей 7 и 9, в первой из которых установлен основной заряд пиросредств 8 со свободной торцевой поверхностью, а во второй полости 9 установлены дополнительный заряд пиросредств 10 и электровоспламенитель 11 с блоком включения 13, подключенным к электросистеме 14 двигателя, причем первая полость 7 соединена с рабочей полостью 3 воспламенителя каналом 17, в котором установлена прорывная мембрана 12, а вторая полость 9 соединена с первой полостью 7 каналом 16, ось которого направлена в центр свободной торцевой поверхности основного заряда 8. В корпусе 2 воспламенителя могут быть выполнены дополнительные пары 15 полостей 7-9 с зарядами пиросредств 8 и 10 и электровоспламенителями 11, соединенными с блоком включения 13, при этом каждая пара полостей 7 и 9 выполнена в изолированных друг от друга частях 6 корпуса 2 воспламенителя, присоединенных к его стенке, образующей рабочую полость 3, таким образом, что минимальное расстояние l между частями 6 в месте присоединения по стенке больше или равно трем толщинам δ данной стенки корпуса 2 воспламенителя. At least one
Устройство работает следующим образом. The device operates as follows.
При сигнале от электросистемы 14 двигателя сигнал проходит в блок включения 13. В случае, если имеет место первый или встречный запуск в особо тяжелых климатических условиях, блок включения 13 задействует электровоспламенитель 11 одной из пары полостей 7 и 9 и подготавливается к включению (при необходимости) следующего электровоспламенителя 11 дополнительной пары 15. Электровоспламенитель 11, срабатывая, поджигает дополнительный заряд 10, при этом высокотемпературные, активные газы, образующиеся при его горении, по каналу 16 поступают в полость 7 и, воздействуя на свободную поверхность основного заряда 8, поджигают его. Газы, образовавшиеся при горении основного заряда 8, поступают в канал 17 и, прорывая мембрану 12, попадают в рабочую полость 3 воспламенителя, а затем по патрубку 5 - в жаровую трубу 4, запуская камеру сгорания. Прорывная мембрана служит для герметизации первой 7 и второй 9 полостей с зарядами 8 и 10 от внешних воздействий как при длительном хранении, так и при работе воспламенителя, включенного с помощью других средств, например, другой парой полостей 7 и 9 с зарядами 8 и 10. When the signal from the electrical system 14 of the engine, the signal passes to the switch-on unit 13. In the event that there is a first or oncoming start-up in especially severe climatic conditions, the switch-on unit 13 activates an electric igniter 11 of one of the pair of cavities 7 and 9 and is prepared for switching on (if necessary) of the next electric igniter 11 of the additional pair 15. The electric ignitor 11, when activated, sets fire to the additional charge 10, while the high-temperature, active gases generated during its combustion, enter the cavity 7 through the channel 16 By acting on the free surface of the
Как видно из фиг.2, температура изолированной части 6 корпуса 2 воспламенителя с полостями 7 и 9 и зарядами 8 и 10, расположенная рядом с изолированной частью 6 с работающими зарядами 8 и 10, нарастает по времени тем медленнее, чем больше отношение l/δ. As can be seen from figure 2, the temperature of the insulated part 6 of the
Для обычно применяемых зарядов недопустимо даже кратковременное нагревание выше 300oС, а время работы заряда необходимое для запуска камеры сгорания не более 3 с. Исходя из этого и экспериментальных работ (фиг.2), соотношение l/δ должно быть больше или равно трем, т.е. минимальное расстояние l между изолированными частями 6 в месте их присоединения по стенке корпуса 2 воспламенителя должно быть больше или равно трем толщинам δ данной стенки корпуса 2 воспламенителя.For commonly used charges, even short-term heating above 300 o C is unacceptable, and the charge operating time required to start the combustion chamber is not more than 3 s. Based on this and experimental work (figure 2), the ratio l / δ should be greater than or equal to three, i.e. the minimum distance l between the insulated parts 6 at the point of their attachment to the wall of the
Claims (2)
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2002122536A RU2214526C1 (en) | 2002-08-22 | 2002-08-22 | Combustion chamber of gas-turbine engine |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2002122536A RU2214526C1 (en) | 2002-08-22 | 2002-08-22 | Combustion chamber of gas-turbine engine |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2214526C1 true RU2214526C1 (en) | 2003-10-20 |
Family
ID=31989379
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2002122536A RU2214526C1 (en) | 2002-08-22 | 2002-08-22 | Combustion chamber of gas-turbine engine |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU2214526C1 (en) |
-
2002
- 2002-08-22 RU RU2002122536A patent/RU2214526C1/en active IP Right Revival
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
CN104791135B (en) | Solid-liquid rocket lighter | |
US5000676A (en) | Method and apparatus for increasing the temperature of catalysts | |
US3089418A (en) | Gas generator for guided missiles | |
RU2214526C1 (en) | Combustion chamber of gas-turbine engine | |
RU2338910C2 (en) | Gas turbine combustion chamber igniter | |
RU2334916C1 (en) | Gas-dynamic igniter | |
RU2378525C1 (en) | Solid propellant rocket engine | |
CN111365145B (en) | Reusable igniter for rocket engine | |
US2299464A (en) | Power generating unit | |
RU2187683C2 (en) | Two-mode solid-propellant rocket engine | |
CA2335019A1 (en) | A method for starting a combustion device | |
SU1160188A1 (en) | Fuel igniter | |
US2920450A (en) | Igniter | |
RU2389895C1 (en) | Solid-propellant rocket engine | |
RU2057996C1 (en) | Gas-dynamic igniter | |
RU2103537C1 (en) | Gas generator | |
RU2275957C1 (en) | Device for generating gas | |
RU2269019C2 (en) | Method of operation of starting torch igniter | |
SU1255818A1 (en) | Gas-dynamic igniter | |
RU217752U1 (en) | Device for ignition of the combustion chamber of a gas turbine engine | |
RU2134860C1 (en) | Rocket | |
SU991110A1 (en) | Igniter | |
RU60180U1 (en) | RING COMBUSTION CAMERA OF A GAS-TURBINE ENGINE | |
US3719040A (en) | Gas generator and tubular solid charge construction therefore | |
RU2708755C1 (en) | Solid-propellant gas generator |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20160823 |
|
NF4A | Reinstatement of patent |
Effective date: 20190717 |
|
QB4A | Licence on use of patent |
Free format text: LICENCE FORMERLY AGREED ON 20200514 Effective date: 20200514 |
|
MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20200823 |
|
NF4A | Reinstatement of patent |
Effective date: 20211201 |