RU2403422C1 - Устройство и способ (варианты) для стабилизации пламени в форсажной камере турбореактивного двигателя - Google Patents
Устройство и способ (варианты) для стабилизации пламени в форсажной камере турбореактивного двигателя Download PDFInfo
- Publication number
- RU2403422C1 RU2403422C1 RU2009107419/06A RU2009107419A RU2403422C1 RU 2403422 C1 RU2403422 C1 RU 2403422C1 RU 2009107419/06 A RU2009107419/06 A RU 2009107419/06A RU 2009107419 A RU2009107419 A RU 2009107419A RU 2403422 C1 RU2403422 C1 RU 2403422C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- afterburner
- air
- flame
- engine
- gas turbine
- Prior art date
Links
Images
Landscapes
- Exhaust Gas After Treatment (AREA)
- Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
Abstract
Изобретение относится к области авиационного двигателестроения и может быть использовано в форсажной камере турбореактивного двигателя или в форсажной камере турбореактивного двухконтурного двигателя. Устройство для стабилизации пламени в форсажной камере турбореактивного двигателя содержит струйный аэродинамический стабилизатор пламени с топливной форсункой и камерой сгорания с воспламенителем топливовоздушной смеси и дополнительный малоразмерный газотурбинный двигатель, а также патрубки отбора воздуха, устройство отвода выхлопных газов и систему сверхзвуковых сопел. Компрессор малоразмерного газотурбинного двигателя установлен перед топливной форсункой и камерой сгорания с воспламенителем топливовоздушной смеси, а турбина которого расположена за камерой сгорания. Способ стабилизации пламени в форсажной камере турбореактивного двигателя осуществляют с помощью воздушных струй, вдуваемых в газовый поток форсажной камеры через систему сверхзвуковых сопел навстречу под некоторым углом к потоку. Отбор воздуха производят из промежуточной ступени компрессора двигателя. Необходимое для стабилизации пламени давление струи, выходящей из системы сверхзвуковых сопел, получают за счет использования дополнительного малоразмерного газотурбинного двигателя, расположенного в центральном теле форсажной камеры. 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 по первому варианту 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. Для турбореактивного двухконтурного двигателя отбор воздуха производят из второго контура. Изобретение направлено на уменьшение потерь полного давления в форсажной камере авиационного двигателя на бесфорсажных режимах, повышение устойчивого горения на форсажных режимах и исключение использования воздуха с высоким давлением из-за компрессора. 3 н.п ф-лы, 2 ил.
Description
Изобретение относится к области авиационного двигателестроения и может быть использовано в форсажной камере турбореактивного двигателя (ТРДФ) или в форсажной камере турбореактивного двухконтурного двигателя (ТРДДФ).
Известна форсажная камера газотурбинного двигателя, которая содержит установленные в корпусе фронтовое устройство и кольцевой стабилизатор пламени. Кольцевой стабилизатор пламени расположен коаксиально вибрационному поглотителю, выполненному в виде обтекателя с перфорацией на нем (патент РФ № 2280189 F02K 3/10, опубл. 2006.07.20).
Недостатком такой конструкции являются повышенные гидравлические потери на фронтовом устройстве форсажной камеры на бесфорсажных режимах.
Известна форсажная камера сгорания турбореактивного двигателя, которая содержит последовательно, по направлению потока, расположенные фронтовое устройство с V-образным стабилизатором пламени и центральное тело. Внутри V-образного стабилизатора пламени размещены горелочные устройства, а сам стабилизатор выполнен из двух кольцевых сегментов, отстоящих друг от друга на расстоянии не менее максимальной толщины поперечного сечения центрального тела (патент РФ № 2300655 F02K 3/105, опубл. 2007.06.10).
Недостатком такой конструкции также являются повышенные гидравлические потери на фронтовом устройстве форсажной камеры на бесфорсажных режимах.
Известна форсажная камера сгорания турбореактивного двигателя, содержащая наружную стенку и последовательно расположенные по тракту двигателя затурбинный канал с обтекателем, фронтовое устройство с V-образным стабилизатором пламени, внутри которого размещены форсунки горелочного устройства. По продольной оси форсажной камеры сгорания расположено центральное тело с внутренней полостью, образованное верхней и нижней плоскими стенками и имеющее утолщенную закругленную входную часть и клиновидную выходную часть. V-образный стабилизатор пламени выполнен из двух кольцевых сегментов, каждый из которых симметричен друг другу относительно продольной оси форсажной камеры сгорания, расположен в полуокружности поперечного сечения форсажной камеры сгорания перед центральным телом и отстоит от другого кольцевого сегмента на расстоянии не менее максимальной толщины поперечного сечения центрального тела (патент РФ № 2258830 F02K 3/10, опубл. 2005.08.20).
Недостатком такой конструкции также являются повышенные гидравлические потери на фронтовом устройстве форсажной камеры на бесфорсажных режимах.
Известна форсажная камера сгорания турбореактивного двигателя, содержащая затурбинный канал, затурбинный обтекатель, фронтовое устройство с V-образным стабилизатором пламени, форсунки горелочного устройства, стойки, каналы холодного воздуха (патент РФ № 2028487, F02K 3/10, опубл. 1995.09.02).
Недостатком такой конструкции также являются повышенные гидравлические потери на фронтовом устройстве форсажной камеры на бесфорсажных режимах.
Наиболее близким по технической сущности и достигаемому результату к заявляемому является способ аэродинамической стабилизации пламени, который осуществляется с помощью воздушных струй, вдуваемых в газовый поток форсажной камеры через отверстия различной формы навстречу под некоторым углом к потоку. Воздух отбирается от компрессора двигателя, и на нефорсированных режимах работы двигателя отбор может быть выключен. У вершины воздушной струи возникает горячая критическая зона, которая и является источником стабилизации пламени. Для существенного расширения зоны устойчивой работы в сторону бедной смеси в воздушную струю может быть подана некоторая часть форсажного топлива (Учебник для ВУЗов. Конструкция и проектирование авиационных газотурбинных двигателей. Под общей редакцией д-ра техн. наук Д.В.Хронина М.: Машиностроение 1989 г. стр.453.).
Недостатком такого способа аэродинамической стабилизации является понижение экономичности двигателя в связи с необходимостью отбора воздуха за компрессором для питания аэродинамической стабилизации пламени.
Известно устройство для стабилизации пламени в форсажной камере турбореактивного двигателя, содержащее струйный аэродинамический стабилизатор пламени, соединенный с источником сжатого воздуха, например с компрессором двигателя, трубопроводом, внутри которого расположена топливная форсунка. В трубопроводе за форсункой установлена камера сгорания с воспламенителем топливовоздушной смеси (авторское свидетельство СССР № 444466 F23R 3/20, опубл. 27.06.2005). Это устройство наиболее близко к предлагаемому устройству.
Недостатком такой конструкции является необходимость значительного отбора воздуха из-за компрессора и - как следствие этого - или изменение режима работы газогенератора, падение тяги, или повышение температуры газов перед турбиной, снижение ресурса турбины, а значит, и падение общего КПД двигателя.
Задача изобретения - уменьшение потерь полного давления в форсажной камере сгорания авиационного турбореактивного двигателя на безфорсажных режимах, повышение устойчивого горения на форсажных режимах и исключение использования воздуха с высоким давлением из-за компрессора (перед основной камерой сгорания двигателя).
Поставленная задача достигается тем, что устройство для стабилизации пламени в форсажной камере турбореактивного двигателя, содержащее струйный аэродинамический стабилизатор пламени с топливной форсункой и камерой сгорания с воспламенителем топливовоздушной смеси, в отличие от прототипа, содержит дополнительный малоразмерный газотурбинный двигатель, компрессор которого установлен перед топливной форсункой и камерой сгорания с воспламенителем топливовоздушной смеси, а турбина которого расположена за камерой сгорания, а также патрубки отбора воздуха, устройство отвода выхлопных газов и систему сверхзвуковых сопел.
Поставленная задача достигается также и способом стабилизации пламени в форсажной камере турбореактивного двигателя с помощью воздушных струй, вдуваемых в газовый поток форсажной камеры через систему сверхзвуковых сопел навстречу под некоторым углом к потоку, в отличие от прототипа, отбор воздуха производят из-за промежуточной ступени компрессора двигателя. Необходимое для стабилизации пламени давление струи, выходящей из системы сверхзвуковых сопел, получают за счет использования дополнительного малоразмерного газотурбинного двигателя, расположенного в центральном теле форсажной камеры.
Поставленная задача достигается также и способом стабилизации пламени в форсажной камере турбореактивного двигателя с помощью воздушных струй, вдуваемых в газовый поток форсажной камеры через систему сверхзвуковых сопел навстречу под некоторым углом к потоку, в отличие от прототипа, отбор воздуха производят из второго контура. Необходимое для стабилизации пламени давление струи, выходящей из системы сверхзвуковых сопел, получают за счет использования дополнительного малоразмерного газотурбинного двигателя, расположенного в центральном теле форсажной камеры.
Существо изобретения поясняется чертежами. На фиг.1 изображена схема устройства для стабилизации пламени в форсажной камере турбореактивного двигателя, на фиг.2 изображена схема устройства для стабилизации пламени в форсажной камере турбореактивного двухконтурного двигателя.
Устройство (фиг.1) содержит патрубки отбора воздуха из второго контура 1 (из-за компрессора низкого давления или из-за промежуточной ступени), независимый дополнительный малоразмерный газотурбинный двигатель 2, устройство отвода выхлопных газов 3 и систему сверхзвуковых сопел для создания струи горящих газов, для стабилизации пламени 4. Также на чертеже изображены: центральное тело форсажной камеры 5, топливные коллекторы 6, противовибрационный экран 7, установленный на корпусе 8. В корпусе 8 у двухконтурного двигателя установлен смеситель 9 (фиг.2).
Устройство работает следующим образом. Воздух с низким давлением отбирается из второго контура (если двигатель - ТРДДФ) или из-за промежуточной ступени компрессора двигателя (ранее непригодный для аэродинамической стабилизации, если двигатель ТРДФ) и сжимается в компрессоре дополнительного малоразмерного газотурбинного двигателя 2. В камере сгорания дополнительного малоразмерного газотурбинного двигателя 2 при сгорании топлива к воздуху подводится дополнительная энергия. Проходя через турбину дополнительного малоразмерного газотурбинного двигателя 2, газ приводит ее во вращение вместе с компрессором. Затем выхлопные газы попадают на устройство отвода выхлопных газов 3, которое разворачивает газы и подает их в систему сверхзвуковых сопел 4. Из системы сверхзвуковых сопел 4 в проточную часть двигателя выходит сверхзвуковая горящая струя, за которой создается вихревая зона, необходимая для стабилизации пламени.
Пример конкретной реализации способа.
Для ТРДДФ с расходом газа в первом контуре порядка 70 кг/с, с расходом воздуха во втором контуре порядка 45 кг/с и с давлением на входе в форсажную камеру порядка 3 атм, для аэродинамической (газодинамической) стабилизации понадобится расход воздуха порядка 6 кг/с с давлением около 6 атм (чтобы обеспечить сверхзвуковой перепад давления на системе сопел). Из второго контура двигателя отбирается 6 кг/с воздуха с давлением 3 атм и температурой порядка 430 К и передается на вход дополнительного малоразмерного газотурбинного двигателя через 6 стоек. Этот воздух сжимается в компрессоре дополнительного малоразмерного газотурбинного двигателя до давления порядка 18 атм, температуры 750 К. В камере сгорания дополнительного малоразмерного газотурбинного двигателя к воздуху подводится тепло, давление на выходе из камеры 17 атм, температура 1300 К. На выходе из турбины дополнительного малоразмерного газотурбинного двигателя давление порядка 6 атм, температура 1000 К. Далее газ через устройство отвода выхлопных газов проходит в систему из 12 сверхзвуковых сопел и выходит в проточную часть двигателя, создавая условия для стабилизации пламени.
Итак, заявляемое изобретение позволяет уменьшить потери полного давления в форсажной камере сгорания авиационного турбореактивного двигателя на безфорсажных режимах, повысить устойчивость горения на форсажных режимах и исключить использование для аэродинамической стабилизации воздуха с высоким давлением из-за компрессора (перед основной камерой сгорания двигателя).
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 устройство содержит дополнительный малоразмерный газотурбинный двигатель, компрессор которого установлен перед топливной форсункой и камерой сгорания с воспламенителем топливовоздушной смеси, а турбина которого расположена за камерой сгорания, а также 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 систему сверхзвуковых сопел навстречу под некоторым углом к потоку, отличающийся тем, что отбор воздуха производят из промежуточной ступени компрессора двигателя, при этом необходимое для стабилизации пламени давление струи, выходящей из системы сверхзвуковых 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 систему сверхзвуковых сопел 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 сверхзвуковых сопел, получают за счет использования дополнительного малоразмерного газотурбинного двигателя, расположенного в центральном теле форсажной камеры.
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2009107419/06A RU2403422C1 (ru) | 2009-03-02 | 2009-03-02 | Устройство и способ (варианты) для стабилизации пламени в форсажной камере турбореактивного двигателя |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2009107419/06A RU2403422C1 (ru) | 2009-03-02 | 2009-03-02 | Устройство и способ (варианты) для стабилизации пламени в форсажной камере турбореактивного двигателя |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2009107419A RU2009107419A (ru) | 2010-09-10 |
| RU2403422C1 true RU2403422C1 (ru) | 2010-11-10 |
Family
ID=42800069
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2009107419/06A RU2403422C1 (ru) | 2009-03-02 | 2009-03-02 | Устройство и способ (варианты) для стабилизации пламени в форсажной камере турбореактивного двигателя |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2403422C1 (ru) |
Cited By (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2573438C1 (ru) * | 2014-08-07 | 2016-01-20 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный институт авиационного моторостроения им. П.И. Баранова" | Способ форсирования авиационных двигателей |
| CN107270325A (zh) * | 2017-06-05 | 2017-10-20 | 西北工业大学 | 一种旋流内锥一体化加力燃烧室 |
| RU2656525C1 (ru) * | 2017-06-20 | 2018-06-05 | Публичное акционерное общество "ОДК - Уфимское моторостроительное производственное объединение" (ПАО "ОДК-УМПО") | Способ работы форсажного комплекса турбореактивного двигателя (ТРД) и форсажный комплекс, работающий этим способом, способ работы насоса форсажного и насос форсажный, работающий этим способом, способ работы ТРД и ТРД, работающий этим способом |
| RU2666835C1 (ru) * | 2017-06-20 | 2018-09-12 | Публичное акционерное общество "ОДК-Уфимское моторостроительное производственное объединение" (ПАО "ОДК-УМПО") | Способ работы форсажного комплекса турбореактивного двигателя (ТРД) и форсажный комплекс, работающий этим способом (варианты), способ работы ТРД и ТРД, работающий этим способом |
| RU2680781C1 (ru) * | 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) | Способ стабилизации зоны горения в форсажной камере сгорания турбореактивного двигателя и форсажная камера сгорания турбореактивного двигателя |
| RU2784569C1 (ru) * | 2021-12-24 | 2022-11-28 | Публичное акционерное общество "ОДК - Уфимское моторостроительное производственное объединение" (ПАО "ОДК-УМПО") | Форсажная камера сгорания двухконтурного турбореактивного двигателя и способ её работы |
-
2009
- 2009-03-02 RU RU2009107419/06A patent/RU2403422C1/ru not_active IP Right Cessation
Cited By (7)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2573438C1 (ru) * | 2014-08-07 | 2016-01-20 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный институт авиационного моторостроения им. П.И. Баранова" | Способ форсирования авиационных двигателей |
| CN107270325A (zh) * | 2017-06-05 | 2017-10-20 | 西北工业大学 | 一种旋流内锥一体化加力燃烧室 |
| CN107270325B (zh) * | 2017-06-05 | 2020-02-14 | 西北工业大学 | 一种旋流内锥一体化加力燃烧室 |
| RU2656525C1 (ru) * | 2017-06-20 | 2018-06-05 | Публичное акционерное общество "ОДК - Уфимское моторостроительное производственное объединение" (ПАО "ОДК-УМПО") | Способ работы форсажного комплекса турбореактивного двигателя (ТРД) и форсажный комплекс, работающий этим способом, способ работы насоса форсажного и насос форсажный, работающий этим способом, способ работы ТРД и ТРД, работающий этим способом |
| RU2666835C1 (ru) * | 2017-06-20 | 2018-09-12 | Публичное акционерное общество "ОДК-Уфимское моторостроительное производственное объединение" (ПАО "ОДК-УМПО") | Способ работы форсажного комплекса турбореактивного двигателя (ТРД) и форсажный комплекс, работающий этим способом (варианты), способ работы ТРД и ТРД, работающий этим способом |
| RU2680781C1 (ru) * | 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) | Способ стабилизации зоны горения в форсажной камере сгорания турбореактивного двигателя и форсажная камера сгорания турбореактивного двигателя |
| RU2784569C1 (ru) * | 2021-12-24 | 2022-11-28 | Публичное акционерное общество "ОДК - Уфимское моторостроительное производственное объединение" (ПАО "ОДК-УМПО") | Форсажная камера сгорания двухконтурного турбореактивного двигателя и способ её работы |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| RU2009107419A (ru) | 2010-09-10 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| JP4471644B2 (ja) | ガスタービンエンジン推力を発生するための方法及び装置 | |
| US10641169B2 (en) | Hybrid combustor assembly and method of operation | |
| US8205433B2 (en) | Pulse detonation/deflagration apparatus and related methods for enhancing DDT wave production | |
| US7225623B2 (en) | Trapped vortex cavity afterburner | |
| US9359973B2 (en) | Multitube valveless pulse detonation engine | |
| EP2821627B1 (en) | Afterburner and aircraft engine | |
| US11674476B2 (en) | Multiple chamber rotating detonation combustor | |
| US7779866B2 (en) | Segmented trapped vortex cavity | |
| US20180356093A1 (en) | Methods of operating a rotating detonation combustor at approximately constant detonation cell size | |
| US11149954B2 (en) | Multi-can annular rotating detonation combustor | |
| EP3101260B1 (en) | Aircraft engine comprising an afterburner | |
| JP2017181021A (ja) | ガスタービンエンジンオーグメンタ用の閉鎖型渦停留キャビティのパイロット | |
| RU2403422C1 (ru) | Устройство и способ (варианты) для стабилизации пламени в форсажной камере турбореактивного двигателя | |
| US11236908B2 (en) | Fuel staging for rotating detonation combustor | |
| JP5814651B2 (ja) | 排気流路に隣接する空洞のエジェクタパージ | |
| US20160102609A1 (en) | Pulse detonation combustor | |
| Spytek | Application of an inter-turbine burner using core driven vitiated air in a gas turbine engine | |
| CN110195664B (zh) | 具有旋转爆震燃烧系统的发动机 | |
| US20100077726A1 (en) | Plenum air preheat for cold startup of liquid-fueled pulse detonation engines | |
| US8991189B2 (en) | Side-initiated augmentor for engine applications | |
| US20190242582A1 (en) | Thermal Attenuation Structure For Detonation Combustion System | |
| CA2681906A1 (en) | Plenum air preheat for cold startup of liquid-fueled pulse detonation engines |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20110303 |