RU2379537C2 - Способ улучшения зажигания в форсажном устройстве двухконтурного турбореактивного двигателя и форсажное устройство, реализующее данный способ - Google Patents
Способ улучшения зажигания в форсажном устройстве двухконтурного турбореактивного двигателя и форсажное устройство, реализующее данный способ Download PDFInfo
- Publication number
- RU2379537C2 RU2379537C2 RU2005105488/06A RU2005105488A RU2379537C2 RU 2379537 C2 RU2379537 C2 RU 2379537C2 RU 2005105488/06 A RU2005105488/06 A RU 2005105488/06A RU 2005105488 A RU2005105488 A RU 2005105488A RU 2379537 C2 RU2379537 C2 RU 2379537C2
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- ignition
- afterburner
- ignition zone
- zone
- ring
- Prior art date
Links
Images
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
- F02K3/105—Heating the by-pass flow
-
- 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
- F02K1/38—Introducing air inside the jet
- F02K1/386—Introducing air inside the jet mixing devices in the jet pipe, e.g. for mixing primary and secondary flow
-
- 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
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)
- Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
- Fluidized-Bed Combustion And Resonant Combustion (AREA)
- Ignition Installations For Internal Combustion Engines (AREA)
Abstract
Способ улучшения зажигания в зоне зажигания форсажного устройства двухконтурного турбореактивного двигателя, в которое поступает "горячий" центральный первичный поток, выходящий из турбины турбореактивного двигателя, и "холодный" наружный вторичный поток, заключается в том, что зона зажигания, в которой находится элемент зажигания, расположена в области течения вторичного потока, поступающего в форсажное устройство, и ограничена кольцом стабилизации пламени. При этом часть первичного потока отбирают и локально вводят в зону зажигания с целью доведения температуры в данной зоне до значения, превышающего значение температуры вторичного потока, и содействия за счет этого осуществлению зажигания. Элементы стабилизации пламени содержат кольцо стабилизации пламени, имеющее поперечное сечение, по существу, в форме буквы С, один из сегментов которого граничит с зоной зажигания. Форсажная камера содержит, по меньшей мере, один подающий канал, один конец которого соединен, для подачи части первичного потока в зону зажигания, с внутренней поверхности разделительной стенки вокруг отверстия, предусмотренного в данной стенке для отбора указанной части первичного воздуха. Второй конец открывается вблизи граничащего с зоной зажигания сегмента кольца стабилизации пламени. Изобретение направлено на улучшение зажигания в неблагоприятных условиях, в частности при низком давлении в зоне зажигания. 2 н. и 7 з.п. ф-лы, 5 ил.
Description
Область техники, к которой относится изобретение
Настоящее изобретение относится к форсажным устройствам двухконтурных турбореактивных двигателей, более конкретно к улучшению зажигания в таких устройствах.
Уровень техники
Двухконтурные турбореактивные двигатели военных самолетов в настоящее время оборудуют форсажными устройствами. Такое устройство содержит форсажную камеру (форсажный канал), в которую из турбореактивного двигателя поступают центральный первичный "горячий" поток и наружный вторичный "холодный" поток и выходное отверстие которой соединено с соплом. Первичный и вторичный потоки возникают в результате разделения на два потока полного входного (набегающего) потока турбореактивного двигателя. Первичный поток проходит через компрессор высокого давления, камеру сгорания и турбины высокого давления и низкого давления турбореактивного двигателя, после чего попадает в форсажное устройство, расположенное по направлению движения потока за турбиной низкого давления. Вторичный поток протекает по периферии турбореактивного двигателя и используется, в частности, для охлаждения некоторых деталей. Форсажное устройство содержит также средства впрыска топлива в зону расположения элементов стабилизации (стабилизаторов) пламени и элемент зажигания (как правило, свечу), расположенный в зоне зажигания форсажного устройства. В режиме форсажа дополнительное топливо впрыскивается и сжигается при взаимодействии с кислородом, содержащимся в обоих потоках. В результате этого достигается увеличение реактивной тяги.
Наиболее близкими к предлагаемым техническим решениям являются форсажное устройство двухконтурного турбореактивного двигателя и способ улучшения зажигания с применением этого форсажного устройства, описанные в патенте США №3974646, МПК F02K 3/10, 1976 (фиг.1-5). Известное форсажное устройство содержит форсажную камеру, расположенную за турбореактивным двигателем так, что в нее поступают "горячий" внутренний первичный поток и "холодный" наружный вторичный поток, выходящие из турбореактивного двигателя и проходящие по разные стороны разделительной стенки. Имеются также средства впрыска топлива и элементы стабилизации пламени. В известном форсажном устройстве средства впрыска топлива размещены не в форсажной камере, а в установленной на ее входе предварительной смесительной камере, в которой топливо смешивается с центральной частью горячего первичного потока для осуществления испарения топлива перед подачей его в форсажную камеру. Холодный наружный поток подают в форсажную камеру через множество "генераторов завихрений", наличие которых обеспечивает быстрое смешивание в форсажной камере воздуха, образующего вторичный поток, и горячей смеси топлива с газами, образующими первичный поток. Благодаря этому в форсажной камере создаются условия для самовоспламенения смеси.
Хотя такая конструкция форсажного устройства позволяет реализовать способ зажигания, не требующий использования каких-либо устройств или элементов зажигания (например, свечей), данный способ и, соответственно, реализующее его известное форсажное устройство оказываются чувствительными к давлению в форсажном устройстве. Как следствие, они не обеспечивают эффективного зажигания при низких давлениях входного потока на некоторых этапах полета, на которых давление, создаваемое входным потоком турбореактивного двигателя, мало, и, следовательно, давление в форсажном устройстве также невелико. Поскольку пилот должен иметь возможность произвести зажигание форсажного устройства во всех фазах полета и в течение крайне короткого времени, такое положение несовместимо с функциональными требованиями к самолету.
Раскрытие изобретения
Задача, на решение которой направлено настоящее изобретение, заключается в улучшении зажигания с целью обеспечения его срабатывания даже в неблагоприятных условиях, в частности при низком давлении в зоне зажигания форсажного устройства.
В соответствии с одним из аспектов изобретения для решения поставленной задачи предлагается способ улучшения зажигания в форсажном устройстве двухконтурного турбореактивного двигателя, в которое поступает "горячий" центральный первичный поток, выходящий из турбины турбореактивного двигателя, и "холодный" наружный вторичный поток. В форсажном устройстве имеется зона зажигания, расположенная во вторичном потоке, поступающем в форсажное устройство. При этом в способе по изобретению часть первичного потока отбирают и локально вводят в зону зажигания с целью доведения температуры в данной зоне до значения, превышающего значение температуры вторичного потока. Такое решение способствует осуществлению зажигания.
Нагрев зоны зажигания, расположенной в области поступления вторичного потока, за счет подачи в эту зону части первичного потока обеспечивает простое и эффективное решение задачи улучшения зажигания по следующим причинам.
При заданной геометрии эффективность зажигания тесно связана с аэродинамическими характеристиками течения в зоне зажигания, с характеристиками распыления топлива, впрыскиваемого в зону зажигания (и, следовательно, с характеристиками смеси воздуха с парами топлива), и с энергией, вырабатываемой элементом зажигания.
Поэтому возможность улучшения связана с изменением аэродинамических характеристик течения, которые зависят от скорости потока, давления смеси воздуха с парами топлива и температуры этой смеси.
Если скорость движения потока, окружающего зону зажигания, уменьшается, время пребывания топливной смеси в этой зоне увеличивается, что улучшает зажигание. Однако зажигание обычно происходит в зоне турбулентного противотока, расположенной за стабилизаторами пламени. В этой зоне, в которой скорость течения ниже, чем на других участках потока, трудно точно измерить скорость и турбулентность потока без проведения чрезвычайно сложных и дорогостоящих вычислений. Кроме того, могут возникать неустойчивые явления. Помимо этого, последовательность операций зажигания включает резкое открывание сопла, сопровождающееся временным изменением термодинамических условий в турбореактивном двигателе, которое воздействует на течение за стабилизаторами пламени. Таким образом, эффективное контролирование локальной динамики в зоне зажигания на практике затруднено.
Повышение давления топливной смеси оказывает положительное воздействие на эффективность зажигания. Тем не менее, давление в зоне зажигания прямо зависит от характеристик компрессора высокого давления и не может быть увеличено свыше предельного значения, которое необходимо соблюдать для сохранения минимального запаса возможностей компрессора. Кроме того, поскольку давления первичного и вторичного потоков, поступающих в форсажное устройство, приблизительно равны, не существует другого источника высокого давления кроме первичного потока.
Повышение температуры топливной смеси также оказывает положительное влияние на эффективность зажигания. Однако, в отличие от вышеописанной ситуации с давлением, на входе форсажного устройства имеются два источника различных температур. Зона зажигания может быть размещена в области поступления горячего первичного потока. Но в этом случае возникает необходимость охлаждения элемента зажигания, для которого требуется особая локальная архитектура, обеспечивающая возможность вентиляции элемента зажигания частью вторичного потока без нарушения аэродинамических характеристик в зоне зажигания. Способ по изобретению, предусматривающий размещение зоны зажигания в области поступления вторичного потока и локальное нагревание зоны зажигания благодаря подводу части первичного потока, имеет, таким образом, следующие преимущества:
- повышение эффективности зажигания на всех этапах полета благодаря повышению температуры топливной смеси,
- сохранение функции зажигания во вторичном потоке, что избавляет от необходимости обеспечения дополнительных средств охлаждения элемента зажигания без сокращения срока его службы,
- компенсацию дефицита давления на тех этапах полета, на которых давление низко, что позволяет увеличить эффективность зажигания до уровня, соответствующего эксплуатационным требованиям турбореактивного двигателя.
В соответствии с одним из вариантов осуществления изобретения часть первичного потока инжектируют в переднюю часть зоны зажигания. Поскольку зажигание осуществляется в зоне, граничащей с кольцом стабилизации пламени, часть первичного потока может быть введена в зону зажигания через отверстия, предусмотренные в стенке кольца стабилизации пламени.
В соответствии с другим вариантом осуществления способа по изобретению часть вторичного потока вводят в переднюю часть зоны зажигания, а часть первичного потока вводят в заднюю часть зоны зажигания и смешивают с указанной частью вторичного потока в зоне зажигания под воздействием противотока. Поскольку зажигание осуществляется в зоне, граничащей с окружающим ее кольцом стабилизации пламени, имеющим поперечное сечение, по существу, в форме буквы С (т.е. образующим канал), часть первичного потока может быть подана в область, близкую к внутренней задней кромке кольца стабилизации пламени.
Температуру вторичного потока, поступающего в зону зажигания, предпочтительно увеличивают, по меньшей мере, на 40°С.
В соответствии с другим аспектом изобретения для решения поставленной задачи предлагается форсажное устройство для двухконтурного турбореактивного двигателя, содержащее форсажную камеру, расположенную за турбореактивным двигателем так, что в нее поступает "горячий" центральный первичный поток и "холодный" наружный вторичный поток, выходящие из турбореактивного двигателя и проходящие по разные стороны разделительной стенки. Форсажное устройство по изобретению содержит также средства впрыска топлива и стабилизаторы пламени. Устройство по изобретению содержит, кроме того, элемент зажигания, расположенный в зоне зажигания, в области течения вторичного потока, поступающего в форсажное устройство, с обеспечением зажигания в области течения вторичного потока.
Согласно изобретению в данном устройстве предусмотрен также, по меньшей мере, один подающий канал для ввода части первичного потока в зону зажигания.
Подающий канал в оптимальном варианте имеет один конец, соединенный с внутренней поверхностью разделительной стенки вокруг отверстия, предусмотренного в данной стенке, для отбора указанной части первичного потока. Если стабилизаторы пламени содержат кольцо стабилизации пламени, один из сегментов которого граничит с зоной зажигания, то второй конец подающего канала соединен с передней кромкой указанного сегмента кольца и сообщается с передней частью зоны зажигания через отверстия, предусмотренные в указанном сегменте кольца. В соответствии с другим вариантом осуществления изобретения, при наличии кольца стабилизации пламени, имеющего поперечное сечение, по существу, в форме буквы С, второй конец подающего канала открывается вблизи задней внутренней кромки указанного сегмента кольца для подачи части первичного потока в заднюю часть зоны зажигания.
Краткое описание чертежей
Настоящее изобретение станет более понятно из нижеследующего описания, приводимого со ссылками на прилагаемые чертежи, иллюстрирующие изобретение, не налагая каких-либо ограничений. На чертежах:
- фиг.1 крайне схематично изображает в частичном разрезе часть задней (затурбинной) части турбореактивного двигателя, оборудованного форсажным устройством;
- фиг.2 изображает в увеличенном масштабе некоторые детали зоны зажигания форсажного устройства по фиг.1, выполненного в соответствии с первым вариантом осуществления изобретения;
- фиг.3 представляет собой перспективное изображение части узла по фиг.2 на виде по направлению движения потока;
- фиг.4 изображает в увеличенном масштабе некоторые детали зоны зажигания форсажного устройства по фиг.1, выполненного в соответствии со вторым вариантом осуществления изобретения;
- фиг.5 представляет собой перспективное изображение части узла по фиг.4 на виде по направлению, встречному относительно направления движения потока.
Осуществление изобретения
Рассмотрим вначале фиг.1, на которой изображена часть зоны зажигания форсажного устройства для двухконтурного турбореактивного двигателя.
Как это хорошо известно, в двухконтурном турбореактивном двигателе поток воздуха, входящий в турбореактивный двигатель и сжатый вентилятором, разделяется на первичный, внутренний поток и вторичный, наружный поток, которые текут в осевом направлении.
Первичный поток проходит через компрессор высокого давления, поступает в камеру сгорания турбореактивного двигателя, а затем проходит через турбину высокого давления и турбину низкого давления.
Вторичный поток проходит по наружному контуру и используется, в частности, для охлаждения элементов турбореактивного двигателя.
После турбины высокого давления (термины "перед" и "после", а также "передний" и "задний" характеризуют положения относительно направления течения потоков в турбореактивном двигателе) "горячий" первичный поток 10 попадает в диффузор 12, ограниченный с внутренней стороны конусом 14, а с внешней стороны - разделительной стенкой 16.
"Холодный" вторичный поток 20 протекает в пространстве, расположенном между разделительной стенкой 16 и внешней стенкой 18.
Выходящие из турбореактивного двигателя первичный поток 10 и вторичный поток 20 попадают в форсажное устройство, содержащее форсажную камеру 22, ограниченную внешней стенкой 24 и соединенную с диффузором 12, и смешиваются в ней.
Форсажное устройство содержит средства стабилизации (стабилизаторы) пламени, образованные радиальными лопастями 26, прикрепленными к внешней стенке 18, и кольцом 28, прикрепленным к задним кромкам 26b лопастей 26.
Кольцо 28 стабилизации пламени имеет поперечное сечение, по существу, в форме буквы С. При этом вершина 28а кольца образует его переднюю кромку и продолжается внутренним участком 28b и внешним участком 28с.
Канал 30, расположенный в области течения вторичного потока, позволяет подавать топливо в круговой распределитель 32, расположенный внутри кольца 28 стабилизации пламени.
Зажигание осуществляется в зоне 34 зажигания форсажного устройства, граничащей с частью кольца 28 стабилизации пламени, в которой расположен элемент зажигания (свеча) 36. Один конец свечи 36 пересекает внешний участок 28с кольца 28 и создает искру в зоне 34 зажигания, расположенной в зоне противотока за кольцом 28.
Зона 34 зажигания расположена в области течения вторичного потока 20 в форсажном устройстве, причем кольцо 28 прикреплено к лопастям 26 вблизи их внешних концов. В результате свеча 36 омывается, в основном, вторичным потоком 20.
В соответствии с изобретением предусмотрены средства введения в зону зажигания форсажного устройства части "горячего" первичного потока. Эта часть первичного потока отбирается из диффузора 12 перед его концом, соединенным с форсажной камерой 22, и вводится локально и исключительно в зону, в которой осуществляется зажигание.
В соответствии с первым вариантом осуществления (фиг.2 и 3) канал 40 имеет первый конец, соединенный с диффузором 12 через отверстие 42, образованное в разделительной стенке 16, и второй конец, образующий камеру 44 подачи первичного потока в зону 34 зажигания. Для этого канал 40 соединен с внешней стенкой кольца 28 стабилизации пламени на протяжении сегмента 28d кольца 28, который граничит с зоной зажигания. Камера 44 подачи сообщается с передней частью зоны 34 зажигания через отверстия 46, предусмотренные в стенке сегмента 28d кольца.
Часть вторичного потока 20 поступает с внутренней стороны кольца 28 стабилизации пламени, проходя через отверстия 48, предусмотренные в передней кромке 28а кольца за пределами сегмента 28d.
Кроме того, часть вторичного потока, протекающая вдоль наружных поверхностей участков 28b, 28с кольца, также может поступать внутрь кольца 28 под действием противотока, возникающего вблизи задних кромок участков 28b, 28с. Движения противотока, возникающие внутри кольца 28, вызывают в зоне 34 зажигания смешивание "горячего" первичного потока и "холодного" вторичного потока. Таким образом, температура в зоне зажигания поднимается до значения, промежуточного между температурами первичного и вторичного потоков.
По сравнению с конструкцией, в которой зажигание осуществляется только во вторичном потоке, повышение температуры, вызванное поступлением первичного потока, позволяет увеличить эффективность зажигания.
По сравнению с конструкцией, в которой зажигание осуществляется только в первичном потоке, исчезает необходимость использования специальных средств для охлаждения элемента 36 зажигания с целью предотвращения его повреждения и увеличения срока службы.
Количество и размеры отверстий 46 определяют количество воздуха первичного потока 10, инжектируемого в зону зажигания. Это количество в оптимальном варианте выбирают таким, чтобы довести температуру в зоне зажигания перед зажиганием форсажного устройства до значения, превышающего температуру вторичного потока, по меньшей мере, на 40°С, а в предпочтительном варианте - по меньшей мере, на 60°С.
Следует отметить, что отверстия 46 могут быть предусмотрены в передней кромке 28а и прилежащих к ней частях участков 28b, 28с сегмента 28d кольца 28, что позволит вызвать турбулентность, способствующую смешиванию топлива с воздухом в зоне зажигания.
В соответствии со вторым вариантом осуществления (фиг.4 и 5) канал 50 имеет первый конец, соединенный с диффузором 12 через отверстие 52, образованное в разделительной стенке 16, и второй конец, открывающийся в направлении движения потока в районе внутреннего участка 28b кольца 28 стабилизации пламени, вблизи его сегмента 28d.
Часть первичного потока, попавшая в канал 50, проходит в заднюю часть зоны 34 зажигания под воздействием противотока, возникающего вблизи задней кромки участка 28b (см. стрелку 54 на фиг.4).
Вершина (т.е. передняя точка) 28а кольца стабилизации пламени содержит по всей своей длине, в том числе, возможно, и в сегменте 28d, граничащем с зоной 34 зажигания, отверстия 48, так что в эту зону поступает часть вторичного воздуха, которая смешивается с первичным воздухом, поступающим через канал 50.
Как и в первом варианте осуществления, количество первичного воздуха, поступающего в зону зажигания, выбирают таким, чтобы повысить температуру в зоне зажигания до значения, превышающего температуру вторичного потока, по меньшей мере, на 40°С, а в предпочтительном варианте - по меньшей мере, на 60°С.
Вышеописанные варианты осуществления показывают, что к уже упомянутым преимуществам изобретения добавляется низкая стоимость его промышленного освоения и производства, высокая надежность, отсутствие эксплуатационных расходов и пренебрежимо малое влияние на общие аэродинамические характеристики форсажного устройства, в частности, связанные с простотой средств, позволяющих подавать часть первичного потока в зону зажигания.
Claims (9)
1. Способ улучшения зажигания в зоне (34) зажигания форсажного устройства двухконтурного турбореактивного двигателя, в которое поступают "горячий" центральный первичный поток (10), выходящий из турбины турбореактивного двигателя, и "холодный" наружный вторичный поток (20), отличающийся тем, что зона (34) зажигания, в которой находится элемент зажигания, расположена в области течения вторичного потока, поступающего в форсажное устройство, и ограничена кольцом (28) стабилизации пламени, при этом часть первичного потока (10) отбирают и локально вводят в зону (34) зажигания с целью доведения температуры в данной зоне до значения, превышающего значение температуры вторичного потока, и содействия за счет этого осуществлению зажигания.
2. Способ по п.1, отличающийся тем, что часть первичного потока (10) инжектируют в переднюю часть зоны (34) зажигания.
3. Способ по п.2, отличающийся тем, часть первичного потока (10) инжектируют в зону (34) зажигания через отверстия (46), предусмотренные в стенке кольца стабилизации пламени.
4. Способ по п.1, отличающийся тем, что часть вторичного потока (20) подают в переднюю часть зоны (34) зажигания, при этом в заднюю часть зоны зажигания поступает часть первичного потока (10), которая смешивается с указанной частью вторичного потока в зоне зажигания под воздействием противотока.
5. Способ по п.4, отличающийся тем, что кольцо (28) стабилизации пламени имеет поперечное сечение, по существу, в форме буквы С, причем часть первичного потока (10) поступает в область, близкую к задней внутренней кромке кольца (28) стабилизации пламени.
6. Способ по любому из пп.1-5, отличающийся тем, что температуру в зоне (34) зажигания поднимают до значения, превышающего температуру вторичного потока, поступающего в зону зажигания форсажного устройства, по меньшей мере, на 40°С.
7. Форсажное устройство для двухконтурного турбореактивного двигателя, содержащее форсажную камеру (22), расположенную за турбореактивным двигателем так, что в нее поступают "горячий" центральный первичный поток (10) и "холодный" наружный вторичный поток (20), выходящие из турбореактивного двигателя и проходящие по разным сторонам разделительной стенки (16), средства (30, 32) впрыска топлива и элементы (26, 28) стабилизации пламени, отличающееся тем, что элементы стабилизации пламени содержат кольцо (28) стабилизации пламени, имеющее поперечное сечение, по существу, в форме буквы С, один из сегментов (28d) которого граничит с зоной (34) зажигания, при этом устройство содержит элемент (36) зажигания, расположенный в области течения вторичного потока в зоне (34) зажигания, поступающего в форсажное устройство, с обеспечением зажигания в области течения вторичного потока, и, по меньшей мере, один подающий канал (40, 50), один конец которого соединен, для подачи части первичного потока в зону зажигания, с внутренней поверхностью разделительной стенки (16) вокруг отверстия (42), предусмотренного в данной стенке для отбора указанной части первичного воздуха, а второй конец открывается вблизи граничащего с зоной (34) зажигания сегмента (28d) кольца (28) стабилизации пламени.
8. Устройство по п.7, отличающееся тем, что подающий канал (40) имеет один конец, соединенный с поверхностью указанного сегмента (28d) кольца со стороны, противоположной той, с которой находится зона зажигания, и сообщающийся с передней частью зоны зажигания через отверстия (46), предусмотренные в указанном сегменте кольца.
9. Устройство по п.7, отличающееся тем, что подающий канал (50) имеет конец (52), открывающийся вблизи задней внутренней кромки указанного сегмента кольца для подачи части первичного потока (10) в заднюю часть зоны зажигания.
Applications Claiming Priority (2)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| FR0401813A FR2866675B1 (fr) | 2004-02-24 | 2004-02-24 | Procede d'amelioration des performances d'allumage de dispositif de post-combustion pour turboreacteur double flux et dispositif de post-combustion a performance d'allumage amelioree |
| FR0401813 | 2004-02-24 |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2005105488A RU2005105488A (ru) | 2006-08-10 |
| RU2379537C2 true RU2379537C2 (ru) | 2010-01-20 |
Family
ID=34833991
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2005105488/06A RU2379537C2 (ru) | 2004-02-24 | 2005-02-22 | Способ улучшения зажигания в форсажном устройстве двухконтурного турбореактивного двигателя и форсажное устройство, реализующее данный способ |
Country Status (6)
| Country | Link |
|---|---|
| US (1) | US7584615B2 (ru) |
| EP (1) | EP1577530B1 (ru) |
| CA (1) | CA2498242A1 (ru) |
| FR (1) | FR2866675B1 (ru) |
| RU (1) | RU2379537C2 (ru) |
| UA (1) | UA84848C2 (ru) |
Families Citing this family (11)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| ATE408076T1 (de) * | 2006-11-27 | 2008-09-15 | Haldex Brake Prod Ab | Scheibenbremse und verfahren zur erfassung der kräfte in einer solchen scheibenbremse |
| FR2942640B1 (fr) * | 2009-03-02 | 2011-05-06 | Snecma | Chambre de post-combustion pour turbomachine |
| FR2950416B1 (fr) * | 2009-09-23 | 2012-04-20 | Snecma | Dispositif accroche-flammes comprenant un support de bras et un ecran de protection thermique monoblocs |
| US9879862B2 (en) * | 2013-03-08 | 2018-01-30 | Rolls-Royce North American Technologies, Inc. | Gas turbine engine afterburner |
| EP2816202A1 (de) * | 2013-06-21 | 2014-12-24 | Siemens Aktiengesellschaft | Gas/Dampf-Kraftwerksanlage |
| FR3097298B1 (fr) * | 2019-06-12 | 2021-06-04 | Safran Aircraft Engines | Bougie intégrée au bras accroche-flamme |
| GB202006964D0 (en) * | 2020-05-12 | 2020-06-24 | Rolls Royce Plc | Afterburner strut with integrated fueld feed lines |
| GB2615335B (en) * | 2022-02-04 | 2024-05-08 | Rolls Royce Plc | A reheat assembly |
| US20230349555A1 (en) * | 2022-04-29 | 2023-11-02 | General Electric Company | Propulsion system for jet noise reduction |
| FR3136017A1 (fr) * | 2022-05-30 | 2023-12-01 | Safran Aircraft Engines | Anneau accroche-flammes pour postcombustion de turboreacteur comprenant des ecopes de prelevement de flux primaire |
| FR3136016B1 (fr) * | 2022-05-30 | 2024-05-03 | Safran Aircraft Engines | Anneau accroche-flammes pour postcombustion de turboreacteur comprenant un conduit pour chauffer un segment angulaire de l'anneau |
Family Cites Families (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US3750402A (en) * | 1963-08-07 | 1973-08-07 | Gen Electric | Mixed flow augmentation system |
| US3528250A (en) * | 1969-04-16 | 1970-09-15 | Gen Motors Corp | Bypass engine with afterburning and compressor bleed air heat exchanger in bypass duct |
| US3974646A (en) * | 1974-06-11 | 1976-08-17 | United Technologies Corporation | Turbofan engine with augmented combustion chamber using vorbix principle |
| FR2696502B1 (fr) * | 1992-10-07 | 1994-11-04 | Snecma | Dispositif de post-combustion pour turbo réacteur double flux. |
| US5117628A (en) * | 1990-01-25 | 1992-06-02 | General Electric Company | Mixed flow augmentor pre-mixer |
| US7093442B2 (en) * | 2003-04-30 | 2006-08-22 | United Technologies Corporation | Augmentor |
-
2004
- 2004-02-24 FR FR0401813A patent/FR2866675B1/fr not_active Expired - Lifetime
-
2005
- 2005-02-17 EP EP05290355.6A patent/EP1577530B1/fr active Active
- 2005-02-21 CA CA002498242A patent/CA2498242A1/fr not_active Abandoned
- 2005-02-22 RU RU2005105488/06A patent/RU2379537C2/ru active
- 2005-02-24 US US11/063,741 patent/US7584615B2/en active Active
- 2005-02-24 UA UAA200501722A patent/UA84848C2/ru unknown
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| UA84848C2 (ru) | 2008-12-10 |
| FR2866675B1 (fr) | 2008-05-16 |
| FR2866675A1 (fr) | 2005-08-26 |
| US7584615B2 (en) | 2009-09-08 |
| US20050257527A1 (en) | 2005-11-24 |
| EP1577530B1 (fr) | 2015-04-08 |
| RU2005105488A (ru) | 2006-08-10 |
| CA2498242A1 (fr) | 2005-08-24 |
| EP1577530A1 (fr) | 2005-09-21 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| RU2379537C2 (ru) | Способ улучшения зажигания в форсажном устройстве двухконтурного турбореактивного двигателя и форсажное устройство, реализующее данный способ | |
| US5619855A (en) | High inlet mach combustor for gas turbine engine | |
| JP4771624B2 (ja) | 多重環状スワーラ | |
| US5791148A (en) | Liner of a gas turbine engine combustor having trapped vortex cavity | |
| JP4658471B2 (ja) | ガスタービンエンジンの燃焼器エミッションを減少させる方法及び装置 | |
| CA2958286C (en) | Torch igniter | |
| JP3944478B2 (ja) | ハイブリッド型スワーラ | |
| JP5080825B2 (ja) | ガスタービンエンジン及びその燃焼器 | |
| US6286298B1 (en) | Apparatus and method for rich-quench-lean (RQL) concept in a gas turbine engine combustor having trapped vortex cavity | |
| US6295801B1 (en) | Fuel injector bar for gas turbine engine combustor having trapped vortex cavity | |
| JP4920228B2 (ja) | ガスタービンエンジンを組み立てるための方法及び装置 | |
| US2856755A (en) | Combustion chamber with diverse combustion and diluent air paths | |
| CN107270328B (zh) | 用于燃气涡轮发动机增大器的闭合驻涡腔引燃器 | |
| EP2206958A2 (en) | Method and apparatus for fuel injection in a turbine engine | |
| JP2014181899A (ja) | 燃焼器燃料噴射器への圧縮作動流体の流量を制御するシステム | |
| JP4997018B2 (ja) | 一次燃料噴射器及び複数の二次燃料噴射ポートを有するガスタービンエンジン燃焼器のミキサ組立体のためのパイロットミキサ | |
| US9976743B2 (en) | Dilution hole assembly | |
| JP2008190855A (ja) | ガスタービンエンジン燃焼器のミキサアセンブリ用センターボディ | |
| JP2012154618A (ja) | ガスタービンエンジンのミキサーアッセンブリ | |
| US20220026068A1 (en) | Fuel nozzle for gas turbine engine combustor | |
| JPH02218821A (ja) | タービンエンジン及び冷却方法 | |
| JP2009030609A (ja) | ターボ機械燃焼室に燃料を噴射するための燃料噴射装置 | |
| US20130232978A1 (en) | Fuel air premixer for gas turbine engine | |
| CN115388426B (zh) | 用于燃油喷嘴的隔热罩 | |
| US5901548A (en) | Air assist fuel atomization in a gas turbine engine |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| PD4A | Correction of name of patent owner |