RU2446531C1 - Aircraft gas turbine engine combustion chamber ignition unit - Google Patents
Aircraft gas turbine engine combustion chamber ignition unit Download PDFInfo
- Publication number
- RU2446531C1 RU2446531C1 RU2011104122/07A RU2011104122A RU2446531C1 RU 2446531 C1 RU2446531 C1 RU 2446531C1 RU 2011104122/07 A RU2011104122/07 A RU 2011104122/07A RU 2011104122 A RU2011104122 A RU 2011104122A RU 2446531 C1 RU2446531 C1 RU 2446531C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- ignition
- casing
- engine
- jacket
- candle
- Prior art date
Links
Images
Abstract
Description
Изобретение относится к технике розжига камер сгорания авиационных газотурбинных двигателей, а именно к запальным устройствам.The invention relates to techniques for igniting the combustion chambers of aircraft gas turbine engines, in particular to ignition devices.
Известно запальное устройство - свеча зажигания, содержащая корпус и кожух обдува с окном для подвода воздуха из вторичного контура камеры сгорания или диффузора камеры сгорания и сброса воздуха по коаксиальной щели, образованной корпусом свечи и кожухом обдува, в зону рабочего торца свечи [1, 2].Known ignition device is a spark plug containing a housing and a casing of a blower with a window for supplying air from a secondary circuit of a combustion chamber or a diffuser of a combustion chamber and venting air through a coaxial gap formed by the candle body and a casing of blowing into the area of the working end of the candle [1, 2] .
Известны также запальные устройства - свечи зажигания газотурбинного двигателя [3-7], содержащие внешний металлический корпус, который имеет кольцевой боковой электрод, нижняя часть которого связана с металлическим корпусом, трубчатый изолятор, центральный электрод, размещенный продольно внутри трубчатого изолятора, рабочий торец, который образует искровой промежуток с нижней частью бокового электрода, и множество пазов с полукруглым сечением, которые расположены на внешней поверхности бокового электрода, причем открытый конец каждого паза в нижней части бокового электрода заканчивается таким образом, что пазы позволяют газовому потоку проходить продольно вокруг свечи для охлаждения, по крайней мере, ее бокового электрода.Ignition devices are also known - spark plugs of a gas turbine engine [3-7], containing an external metal casing that has an annular side electrode, the lower part of which is connected to a metal casing, a tubular insulator, a central electrode placed longitudinally inside the tubular insulator, a working end face, which forms a spark gap with the lower part of the side electrode, and many grooves with a semicircular section, which are located on the outer surface of the side electrode, with the open end of each slot at the bottom of the lateral ends of the electrode so that the slots allow the gas flow to pass longitudinally around the spark for cooling at least the side of the electrode.
Известно также запальное устройство для розжига камер сгорания газотурбинных двигателей [8], содержащее свечу зажигания с цилиндрическим корпусом, размещенную во втулке, имеющей штуцер подачи кислорода, соединенный с внутренней полостью втулки, расположенной между корпусом свечи и втулкой, в рабочем торце втулки выполнено коаксиальное внутренней полости втулки отверстие, имеющее диаметр меньше, чем диаметр внутренней полости втулки, и соединяющее внутреннюю полость втулки с объемом камеры сгорания, дополнительную полость внутри корпуса втулки, размещенную при установке запального устройства на двигателе в зоне между стенками жаровой трубы и камеры сгорания и в рабочем торце втулки, в корпусе втулки выполнено отверстие, соединяющее дополнительную полость внутри корпуса с внешней поверхностью втулки, обращенное при установке запального устройства на двигателе в сторону входного устройства камеры сгорания и размещенное между стенками жаровой трубы и камеры сгорания, по крайней мере, одно отверстие, соединяющее дополнительную полость внутри корпуса втулки с внутренней полостью втулки, отверстия, соединяющие дополнительную полость внутри корпуса втулки в ее рабочем торце с полостью, образованной коаксиальным отверстием в рабочем торце втулки, и объемом камеры сгорания со стороны рабочего торца втулки, при этом цилиндрический корпус свечи выполнен ступенчатым с большим и меньшим диаметрами, поверхность корпуса свечи выполнена с переходом большего его диаметра на меньший перпендикулярно оси свечи и втулки, между этой поверхностью корпуса свечи и внутренней поверхностью рабочего торца корпуса втулки имеется зазор, а цилиндрическая поверхность корпуса свечи с меньшим диаметром размещена в отверстии торца втулки, коаксиальном с внутренней полостью втулки, в которой размещена часть корпуса свечи, имеющая больший диаметр, рабочий торец свечи находится между внешней и внутренней поверхностями рабочего торца втулки, а отверстия, соединяющие дополнительную полость внутри корпуса втулки с полостью, образованной отверстием в рабочем торце втулки, размещены в корпусе втулки таким образом, что выходят в кольцевой зазор, образованный корпусом свечи с меньшим диаметром и соосным с ним отверстием в рабочем торце втулки.It is also known ignition device for igniting the combustion chambers of gas turbine engines [8], containing a spark plug with a cylindrical body, placed in a sleeve having an oxygen supply fitting connected to the inner cavity of the sleeve located between the candle body and the sleeve, coaxial internal is made in the working end of the sleeve the cavity of the sleeve a hole having a diameter smaller than the diameter of the internal cavity of the sleeve, and connecting the internal cavity of the sleeve with the volume of the combustion chamber, an additional cavity inside the body CA of the sleeve, placed when installing the ignition device on the engine in the area between the walls of the flame tube and the combustion chamber and in the working end of the sleeve, a hole is made in the sleeve body connecting the additional cavity inside the housing with the outer surface of the sleeve, facing when the ignition device is installed on the engine to the side the input device of the combustion chamber and located between the walls of the flame tube and the combustion chamber, at least one hole connecting the additional cavity inside the housing of the sleeve with the inner a sleeve cavity, holes connecting an additional cavity inside the sleeve body at its working end with a cavity formed by a coaxial hole in the working end of the sleeve, and the volume of the combustion chamber from the side of the working end of the sleeve, while the cylindrical candle body is made stepwise with larger and smaller diameters, the surface of the candle body is made with the transition of its larger diameter to a smaller perpendicular to the axis of the candle and sleeve, between this surface of the candle body and the inner surface of the working end of the sleeve body and there is a gap, and the cylindrical surface of the candle body with a smaller diameter is placed in the hole of the end face of the sleeve, coaxial with the inner cavity of the sleeve, in which the part of the candle body having a larger diameter is placed, the working end of the candle is between the outer and inner surfaces of the working end of the sleeve, and the holes connecting the additional cavity inside the sleeve body with the cavity formed by the hole in the working end of the sleeve are placed in the sleeve body in such a way that they exit into the annular gap formed by the body th candle with a smaller diameter and coaxial with the hole in the working end of the sleeve.
Во всех описаниях свечей зажигания и запальных устройств для охлаждения корпуса свечи используется воздух, отбираемый из вторичного контура камеры (из-за компрессора), который пропускается вдоль корпуса и сбрасывается во внутренний объем камеры сгорания коаксиально корпусу свечи непрерывной струей или струями через отверстия в кожухах охлаждения. Этот поток воздуха экранирует поступающее от форсунки распыленное топливо от искрового промежутка на рабочем торце свечи, что затрудняет розжиг горючей смеси при запуске двигателя вследствие того, что охлаждающий воздух уменьшает концентрацию топлива в зоне розжига свечи. Это ухудшает пусковые характеристики камеры сгорания, уменьшает надежность наземного запуска двигателя, в т.ч. в высотных условиях, ухудшает пусковые характеристики при запуске при увеличенной скорости движения топливной смеси в камере сгорания [9, 10].In all descriptions of spark plugs and ignition devices, air is taken from the secondary circuit of the chamber (due to the compressor) to cool the candle body, which is passed along the body and discharged into the internal volume of the combustion chamber coaxially to the body of the candle with a continuous jet or jets through openings in the cooling casings . This air flow shields the sprayed fuel coming from the nozzle from the spark gap on the working end of the spark plug, which makes it difficult to ignite the fuel mixture when starting the engine because the cooling air reduces the fuel concentration in the spark ignition zone. This affects the starting characteristics of the combustion chamber, reduces the reliability of ground-based starting of the engine, including in high-altitude conditions, it deteriorates starting characteristics at start-up at an increased speed of the fuel mixture in the combustion chamber [9, 10].
Указанных недостатков частично лишено устройство для запуска газотурбинного двигателей, описанное в [11, 12] и принятое за прототип, которое содержит собственно свечу зажигания с корпусом с расположенным в нем центральным электродом и кожух, охватывающий корпус свечи с образованием охлаждающей полости, снабженный впускными и выпускными отверстиями с отражателем с выходным отверстием, причем отражатель скреплен с торцом кожуха перегородкой, выполненной в форме незамкнутого кольца по профилю кожуха, и образует над торцом электрода щелевой канал, при этом по меньшей мере одно впускное отверстие охлаждающей полости выполнено на торце кожуха между электродом и участком перегородки, расположенным напротив ее незамкнутой части, а выходное отверстие отражателя сообщено со щелевым каналом.The indicated drawbacks are partially deprived of the device for starting gas turbine engines described in [11, 12] and adopted as a prototype, which contains the spark plug itself with a body with a central electrode located in it and a casing covering the candle body with the formation of a cooling cavity, equipped with inlet and outlet holes with a reflector with an outlet, and the reflector is attached to the end of the casing by a partition made in the form of an open ring along the profile of the casing, and forms a slot above the end of the electrode channel, wherein the at least one inlet cooling cavity formed in the casing between the end face of the electrode and the partition portion located opposite its unclosed part of the reflector and the outlet slit communicated with the channel.
Конструкция запального устройства, принятого за прототип, значительно уменьшает эффект экранирования охлаждающим воздухом поступающей в зону рабочего торца свечи с искровым зазором топливной (горючей) смеси, что улучшает пусковые характеристики камеры сгорания. Кроме того, при розжиге горючей смеси при запуске двигателя воздушный поток, протекая в щелевом канале, создает побочный эффект эжекции топливовоздушной смеси из зоны ее обратных токов через отверстие в отражателе. При работе свечи поток плазмы выходит из отверстия (разрядной камеры свечи) в противоположном направлении потоку эжектируемой топливовоздушной смеси, улучшая розжиг горючей смеси при запуске двигателя.The design of the ignition device adopted for the prototype significantly reduces the effect of screening with cooling air of the candle entering the working end area with the spark gap of the fuel (combustible) mixture, which improves the starting characteristics of the combustion chamber. In addition, when the fuel mixture is ignited when the engine is started, the air flow flowing in the slotted channel creates a side effect of ejecting the air-fuel mixture from the zone of its reverse currents through the hole in the reflector. During the operation of the spark plug, the plasma flow leaves the hole (spark plug chamber) in the opposite direction to the flow of the ejected air-fuel mixture, improving the ignition of the combustible mixture when the engine starts.
Однако при запуске в условиях низких температур, высотном запуске двигателя с режима авторотации, выполнении запусков при работе противопомпажной системы скорость топливовоздушной смеси возле рабочего торца запального устройства возрастает, состав смеси дополнительно обедняется. Поэтому запальное устройство, принятое за прототип, также имеет относительно низкую воспламеняющую способность и не обеспечивает требуемую надежность розжига камер сгорания при высотном запуске или при запуске в условиях низких температур.However, when starting at low temperatures, high-altitude starting the engine from autorotation mode, performing launches during the operation of the anti-surge system, the speed of the air-fuel mixture near the working end of the ignition device increases, the composition of the mixture is further impoverished. Therefore, the ignition device adopted for the prototype also has a relatively low flammability and does not provide the required reliability of the ignition of the combustion chambers during high-altitude starting or when starting at low temperatures.
В целях повышения надежности высотных запусков двигателей для обеспечения розжига камер сгорания при низких температурах, выполнения высотных запусков с режима авторотации, запусков при работе противопомпажной системы используются агрегаты систем зажигания с повышенной запасенной энергией до 20 Дж [13, 14], что увеличивает массу систем зажигания, уменьшает ресурс используемого запального устройства за счет увеличения скорости электроэрозионной выработки электродов искрового промежутка свечей. Использование на современных авиационных газотурбинных двигателях так называемых малоэмисионных камер сгорания (МЭКС), работающих на бедных топливовоздушных смесях, также требует увеличения энергии, необходимой для розжига горючей смеси в камере сгорания [9, 10].In order to increase the reliability of high-altitude engine starts to ensure ignition of the combustion chambers at low temperatures, to perform high-altitude starts from the autorotation mode, and to start anti-surge systems, ignition system units with increased stored energy up to 20 J are used [13, 14], which increases the mass of ignition systems , reduces the resource of the used ignition device by increasing the rate of electroerosive generation of electrodes of the spark gap of candles. The use of so-called low-emission combustion chambers (MEKS) on modern aviation gas turbine engines operating on poor air-fuel mixtures also requires an increase in the energy required to ignite the combustible mixture in the combustion chamber [9, 10].
Таким образом, устройство розжига камер сгорания газотурбинных авиационных двигателей, принятое за прототип, обладает недостаточной эффективностью в части обеспечения надежности розжига топливной смеси в необходимом диапазоне температур и высоты полета современных двигателей, использующих МЭКС, приводит к увеличению массы и габаритов агрегатов зажигания, т.к. требует больших значений энергии, запасенной на накопительных конденсаторах агрегатов зажигания.Thus, the device for igniting the combustion chambers of gas turbine aircraft engines, taken as a prototype, is not sufficiently effective in terms of ensuring the reliability of ignition of the fuel mixture in the required temperature range and flight altitude of modern engines using MEKS, leading to an increase in the mass and dimensions of ignition units, because . requires large values of the energy stored in the storage capacitors of the ignition units.
Задачей, решаемой заявляемым изобретением, является расширение пусковых характеристик малоэмиссионных камер сгорания, уменьшение массы и габаритов агрегатов системы зажигания за счет уменьшения требуемой для розжига камер сгорания энергии, запасаемой на накопительных конденсаторах емкостных систем зажигания.The problem solved by the claimed invention is to expand the starting characteristics of low-emission combustion chambers, reducing the mass and dimensions of the ignition system units by reducing the energy required for ignition of the combustion chambers stored on the storage capacitors of capacitive ignition systems.
Поставленная задача решается устройством для розжига камер сгорания авиационных газотурбинных двигателей, содержащим свечу зажигания и кожух, охватывающий корпус свечи с образованием охлаждающей полости, снабженный впускным и выпускным отверстиями, при этом впускное отверстие в корпусе кожуха, соединяющее внешнюю поверхность кожуха с охлаждающей полостью, образованной между корпусом свечи и внутренней поверхностью кожуха, находится при установке запального устройства на двигатель между наружным корпусом камеры сгорания и корпусом жаровой трубы двигателя со стороны компрессора двигателя, торец кожуха соединен с рабочим торцом свечи зажигания, при этом выпускное отверстие в торце кожуха выполнено дугообразным параллельно оси свечи, расположенным только на противоположной стороне относительно впускного отверстия и охватывающим не более чем пол-окружности рабочего торца свечи.The problem is solved by a device for igniting the combustion chambers of aircraft gas turbine engines, containing a spark plug and a casing, covering the casing of the candle with the formation of a cooling cavity, provided with inlet and outlet openings, while the inlet opening in the casing of the casing connecting the outer surface of the casing with a cooling cavity formed between candle housing and the inner surface of the casing, is when installing the ignition device on the engine between the outer housing of the combustion chamber and the housing the engine’s flame tube from the engine compressor side, the end face of the casing is connected to the working end of the spark plug, while the outlet in the end of the casing is made arcuate parallel to the axis of the candle, located only on the opposite side relative to the inlet and covering no more than half the circumference of the working end of the spark plug.
Новым согласно заявляемому изобретению является выполнение выпускного отверстия в торце кожуха дугообразным, расположенным только на противоположной стороне относительно впускного отверстия и охватывающим не более чем пол-окружности рабочего торца свечи.New according to the claimed invention is the implementation of the outlet in the end of the casing arcuate, located only on the opposite side relative to the inlet and covering no more than half the circumference of the working end of the candle.
Выполнение впускного и выпускного отверстий на противоположных сторонах корпуса кожуха позволяет установить запальное устройство на двигатель так, чтобы впускное отверстие было расположено со стороны компрессора двигателя, а выпускные отверстия - со стороны, обращенной к турбине двигателя, и перпендикулярно движущемуся потоку топливовоздушной смеси, что обеспечивает попадание потока набегающей топливовоздушной смеси как бы в «сачок».The inlet and outlet openings on opposite sides of the casing allow the ignition device to be mounted on the engine so that the inlet is located on the side of the engine compressor and the outlets are on the side facing the engine turbine and perpendicular to the moving air-fuel mixture flow, which ensures that the flow of the oncoming air-fuel mixture, as it were, into the “net”.
Выполнение впускного отверстия со стороны компрессора позволяет более полно использовать воздух, отбираемый от компрессора длл охлаждения свечи и формирования сплошной струи воздуха, сбрасываемой в камеру сгорания через рабочий торец кожуха.The inlet opening on the compressor side allows more fully use the air taken from the compressor to cool the candles and the formation of a continuous stream of air discharged into the combustion chamber through the working end of the casing.
Выполнение выпускного отверстия дугообразным и охватывающим не более пол-окружности рабочего торца свечи обеспечивает образование пространственной струи, препятствующей движению потока топливовоздушной смеси вдоль торца кожуха охлаждения. В таких условиях, как известно, перед сформированной струей образуется передняя отрывная зона с уменьшенной скоростью воздуха, где может быть реализовано воспламенение смеси. Таким образом, пространственная струя играет роль своеобразного аэродинамического стабилизатора пламени. Уменьшение скорости потока топливовоздушной смеси в зоне рабочего торца свечи зажигания, на котором генерируется плазма электрического разряда, создание локальной зоны аэродинамической стабилизации (передней отрывной зоны) приводит к уменьшению требуемой энергии, запасенной в агрегате зажигания, для розжига камеры сгорания, обеспечивает значительное расширение пусковых характеристик камеры сгорания и тем самым повышает надежность запуска двигателя, уменьшает требуемую для розжига камер сгорания энергию, запасенную на накопительных конденсаторах агрегатов зажигания, тем самым уменьшая их габариты и массу.The implementation of the outlet arcuate and covering no more than half the circumference of the working end of the candle provides the formation of a spatial jet that impedes the movement of the flow of air-fuel mixture along the end of the cooling casing. Under such conditions, as is known, a front separation zone with a reduced air velocity is formed in front of the formed jet, where the ignition of the mixture can be realized. Thus, the spatial stream plays the role of a kind of aerodynamic flame stabilizer. The decrease in the flow rate of the air-fuel mixture in the area of the working end of the spark plug, on which the plasma of the electric discharge is generated, the creation of a local zone of aerodynamic stabilization (front separation zone) leads to a decrease in the required energy stored in the ignition unit for igniting the combustion chamber, provides a significant extension of the starting characteristics combustion chambers and thereby increases the reliability of starting the engine, reduces the energy required for storage of combustion chambers to ignite x capacitors of ignition units, thereby reducing their dimensions and weight.
На фиг.1 изображено заявляемое запальное устройство для розжига камер сгорания авиационных газотурбинных двигателей со свечой стреляющего типа.Figure 1 shows the inventive ignition device for ignition of the combustion chambers of aircraft gas turbine engines with a firing type candle.
На фиг.2 изображено заявляемое запальное устройство для розжига камер сгорания авиационных газотурбинных двигателей с открытым типом рабочего торца свечи зажигания.Figure 2 shows the inventive ignition device for ignition of the combustion chambers of aircraft gas turbine engines with an open type of the working end of the spark plug.
На фиг.3 представлены результаты проведенной апробации предлагаемого запального устройства.Figure 3 presents the results of the testing of the proposed ignition device.
Согласно фиг.1 предлагаемое запальное устройство для розжига камер сгорания авиационных газотурбинных двигателей содержит свечу зажигания 1 и кожух 2, охватывающий корпус свечи с образованием охлаждающей полости 3, снабженной впускным 4 и выпускным дугообразным 5 отверстиями, впускное отверстие 4 в корпусе кожуха, соединяющее внешнюю поверхность кожуха с охлаждающей полостью 3, образованной между корпусом свечи 1 и внутренней поверхностью кожуха, находится при установке запального устройства на двигатель между наружным корпусом камеры сгорания 6 и корпусом жаровой трубы 7 со стороны компрессора двигателя, торец кожуха 8 соединен с рабочим торцом свечи зажигания 9, выпускное дугообразное отверстие 5 выполнено на торце кожуха 8 параллельно оси свечи и расположено только на противоположной стороне относительно впускного отверстия, обращенной при установке запального устройства на двигатель к турбине, перпендикулярно движущемуся потоку топливовоздушной смеси 10, при этом выпускное дугообразное отверстие 5 охватывает не более чем пол-окружности рабочего торца свечи 9.According to figure 1, the proposed ignition device for igniting the combustion chambers of aircraft gas turbine engines contains a
Запальное устройство работает следующим образом. Охлаждающий воздух, который поступает через впускное отверстие 4, проходит по охлаждающей полости 3, образованной внутренней поверхностью кожуха 2 и корпусом свечи 1, к торцу свечи 9. Охлаждающий воздух вытекает через выпускное дугообразное отверстие 5, охватывающее не более чем пол-окружности рабочего торца 9 свечи зажигания по отверстию разрядной камеры 11 для выхода плазмы (а для свечи с открытым типом рабочего торца - кольцевой искровой зазор 11 - см. фиг.2). Это дугообразное отверстие, расположенное на противоположной стороне относительно основного воздухозаборника - впускного отверстия 4, обращенной к турбине двигателя, пропускает через себя поток охлаждающего воздуха 12 с образованием пространственной струи 13, то есть набегающий поток смеси 10 попадает в нее как бы в «сачок», при этом в набегающем мимо рабочего торца потоке топливовоздушной смеси образуется передняя отрывная зона с уменьшенной скоростью. Как известно [9, 10], уменьшение скорости смеси в зоне генерирования искрового разряда способствует созданию зоны аэродинамической стабилизации, что позволяет уменьшить требуемую для воспламенения энергию, запасенную в агрегате зажигания.The ignition device operates as follows. Cooling air that enters through the
Апробация применяемого запального устройства в составе МЭКС подтвердила эффективность его использования (см. фиг.3). Результаты исследований показали, что диапазон розжига МЭКС с накопленной в агрегате зажигания энергией от 7 до 12 Дж несколько шире, чем диапазон розжига устройств с накопленной энергией 20 Дж. А при использовании агрегатов зажигания с накопленной энергией 20 Дж с применением предлагаемого запального устройства диапазон розжига камер сгорания существенно расширился по объемному расходу воздуха на 20%.Testing of the used ignition device as part of the MEKS confirmed the effectiveness of its use (see figure 3). The research results showed that the ignition range of the MEKS with accumulated energy in the ignition unit from 7 to 12 J is somewhat wider than the ignition range of devices with accumulated energy of 20 J. And when using ignition aggregates with accumulated energy of 20 J using the proposed ignition device, the range of chamber ignition combustion significantly expanded in air volumetric flow rate by 20%.
Таким образом, предлагаемое запальное устройство розжига камер сгорания газотурбинных двигателей обеспечивает расширение пусковых характеристик МЭКС, уменьшает энергию, необходимую для розжига топлива в них, и тем самым обеспечивает уменьшение массы и габаритов агрегатов зажигания.Thus, the proposed ignition device for igniting the combustion chambers of gas turbine engines provides an extension of the starting characteristics of the MEKS, reduces the energy required to ignite the fuel in them, and thereby reduces the mass and dimensions of the ignition units.
Следствием этих преимуществ предлагаемого запального устройства являются повышение надежности запуска авиационных газотурбинных двигателей.The consequence of these advantages of the proposed ignition device is to increase the reliability of launching aircraft gas turbine engines.
Значительное расширение диапазона розжига камеры сгорания, достигаемое при использовании предлагаемого запального устройства, позволяет уменьшить заглубление запального устройства в камеру сгорания при сохранении ее достаточного диапазона розжига (пусковых характеристик). Это уменьшает воздействующие на рабочий торец температуры топливовоздушной смеси в камере сгорания, как следствие уменьшается температура рабочего торца запального устройства (свечи зажигания), что увеличивает его ресурс во включениях системы зажигания (время искровой наработки) [9]. Следовательно, предлагаемое запальное устройство позволяет также увеличить ресурс свечей зажигания, тем самым уменьшить затраты на эксплуатацию двигателя.A significant expansion of the range of ignition of the combustion chamber, achieved by using the proposed ignition device, allows to reduce the burial of the ignition device into the combustion chamber while maintaining its sufficient ignition range (starting characteristics). This reduces the temperature of the air-fuel mixture affecting the working end face in the combustion chamber, as a result, the temperature of the working end of the ignition device (spark plug) decreases, which increases its life in the ignition system inclusions (spark operating time) [9]. Therefore, the proposed ignition device can also increase the life of spark plugs, thereby reducing the cost of operating the engine.
Источники информацииInformation sources
1. Авиационные газотурбинные двигатели ДЗОКУ, ДЗОКП, Москва, Машиностроение, 1988 г.(см. с.198).1. Aircraft gas turbine engines DZOKU, DZOKP, Moscow, Mechanical Engineering, 1988 (see p .98).
2. Свеча зажигания полупроводниковая СП-08 ВП-3. Техническое описание и инструкция по эксплуатации 8Г3.240.017 ТО (редакция 1-69) ФГУП УНПП «Молния».2. Spark plug semiconductor SP-08 VP-3. Technical description and operating instructions 8G3.240.017 TO (revision 1-69) FSUE UNPP "Lightning".
3. Патент Германии №3841941, МПК Н01Т 13/16, Н01Т 13/20, Н01Т 13/32, Н01Т 13/39, Н01Т 13/52, Н01Т 13/00.3. German patent No. 3841941, IPC Н01Т 13/16, Н01Т 13/20, Н01Т 13/32, Н01Т 13/39, Н01Т 13/52, Н01Т 13/00.
4. Патент США №4954743, МПК Н01Т 13/52, Н01Т 13/16, Н01Т 13/20, Н01Т 13/32, Н01Т 13/39, Н01Т 13/00.4. US patent No. 4954743, IPC Н01Т 13/52, Н01Т 13/16, Н01Т 13/20, Н01Т 13/32, Н01Т 13/39, Н01Т 13/00.
5. Патент Великобритании №2213874, МПК Н01Т 13/52, Н01Т 13/16, Н01Т 13/20, Н01Т 13/32, Н01Т 13/39, Н01Т 13/00.5. UK patent No. 2213874, IPC Н01Т 13/52, Н01Т 13/16, Н01Т 13/20, Н01Т 13/32, Н01Т 13/39, Н01Т 13/00.
6. Патент Японии №1159986, МПК Н01Т 13/52, Н01Т 13/16, Н01Т 13/20, Н01Т 13/32, Н01Т 13/39.6. Japanese Patent No. 1159986, IPC Н01Т 13/52, Н01Т 13/16, Н01Т 13/20, Н01Т 13/32, Н01Т 13/39.
7. Патент США №4771209, МПК Н01Т 13/46, Н01Т 13/52, 13/00.7. US patent No. 4771209, IPC Н01Т 13/46, Н01Т 13/52, 13/00.
8. Патент РФ №2338910, МПК F02C 7/266, Н01Т 13/06.8. RF patent №2338910, IPC F02C 7/266, Н01Т 13/06.
9. А.Н.Лефевр. Процессы в камерах сгорания ГТД. Перевод с англ. - М.: Мир, 1996 г.9. A.N. Lefebvre. Processes in the combustion chamber of a gas turbine engine. Translation from English - M .: Mir, 1996
10. А.Н.Лефевр. Измерение минимальной энергии зажигания в струе керосиновоздушной смеси. Combustion and Flame №1, август 1976 г.10. A.N. Lefebvre. Measurement of the minimum ignition energy in a jet of kerosene-air mixture. Combustion and Flame No. 1, August 1976
11. А.А.Иноземцев, М.А.Нихамкин, В.Л.Сандрацкий. Основы конструирования авиационных двигателей и энергетических установок: учебник. - Москва, Машиностроение, 2008. - Т.2 (см. с.111, рис.6.57).11. A.A. Inozemtsev, M.A. Nikhamkin, V.L. Sandratsky. Fundamentals of designing aircraft engines and power plants: a textbook. - Moscow, Engineering, 2008. - T.2 (see p. 111, Fig. 6.57).
12. Патент РФ №2136094, МПК Н01Т 13/06, Н01Т 13/00.12. RF patent No. 2136094, IPC Н01Т 13/06, Н01Т 13/00.
13. Агрегат зажигания ПВФ-22-20. Руководство по технической эксплуатации 8Г3.246.269 РЭ. ФГУП УНПП «Молния».13. The ignition unit PVF-22-20. Guidelines for the technical operation of 8G3.246.269 OM. FSUE ONPP "Lightning".
14. Агрегат зажигания ПВФ-22-20-10. Техническое описание и инструкция по эксплуатации 8Г3.246.269-01 РЭ. ФГУП УНПП «Молния».14. The ignition unit PVF-22-20-10. Technical description and operating instructions 8G3.246.269-01 RE. FSUE ONPP "Lightning".
Claims (1)
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2011104122/07A RU2446531C1 (en) | 2011-02-04 | 2011-02-04 | Aircraft gas turbine engine combustion chamber ignition unit |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2011104122/07A RU2446531C1 (en) | 2011-02-04 | 2011-02-04 | Aircraft gas turbine engine combustion chamber ignition unit |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2446531C1 true RU2446531C1 (en) | 2012-03-27 |
Family
ID=46031004
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2011104122/07A RU2446531C1 (en) | 2011-02-04 | 2011-02-04 | Aircraft gas turbine engine combustion chamber ignition unit |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2446531C1 (en) |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2738226C1 (en) * | 2020-03-12 | 2020-12-09 | Акционерное общество "Уфимское научно-производственное предприятие "Молния" | Ignition device for ignition of combustion chambers of aircraft gas turbine engines |
Citations (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US4771209A (en) * | 1979-10-22 | 1988-09-13 | Champion Spark Plug Company | Spark igniter having precious metal ground electrode inserts |
| RU2136094C1 (en) * | 1996-06-04 | 1999-08-27 | Акционерное общество "Авиадвигатель" | Spark plug |
| RU2338910C2 (en) * | 2006-11-13 | 2008-11-20 | Евгений Викторович Распопов | Gas turbine combustion chamber igniter |
-
2011
- 2011-02-04 RU RU2011104122/07A patent/RU2446531C1/en active
Patent Citations (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US4771209A (en) * | 1979-10-22 | 1988-09-13 | Champion Spark Plug Company | Spark igniter having precious metal ground electrode inserts |
| US4771209B1 (en) * | 1979-10-22 | 1996-05-14 | Champion Spark Plug Co | Spark igniter having precious metal ground electrode inserts |
| RU2136094C1 (en) * | 1996-06-04 | 1999-08-27 | Акционерное общество "Авиадвигатель" | Spark plug |
| RU2338910C2 (en) * | 2006-11-13 | 2008-11-20 | Евгений Викторович Распопов | Gas turbine combustion chamber igniter |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2738226C1 (en) * | 2020-03-12 | 2020-12-09 | Акционерное общество "Уфимское научно-производственное предприятие "Молния" | Ignition device for ignition of combustion chambers of aircraft gas turbine engines |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| CN106438158B (en) | Aero-engine main chamber based on plasma jet ignition | |
| RU2501963C2 (en) | Ignition system in combustion chamber of gas turbine engine, comprising spark plug of semiconductor type, combustion chamber, comprising such spark plug and gas turbine engine | |
| CN107842427B (en) | A kind of preheating type plasma igniter and ignition method | |
| JP5188307B2 (en) | Fuel injection device for injecting fuel into a turbomachine combustion chamber | |
| EP2813684A1 (en) | Continuous ignition | |
| US8006500B1 (en) | Swirl combustor with counter swirl fuel slinger | |
| CN107270328A (en) | Closure standing vortex chamber igniter for gas-turbine unit enhancer | |
| JP2014238253A (en) | Fuel injector having ignitor for igniting combustor of gas turbine | |
| RU2460895C1 (en) | Method of igniting aircraft gas turbine combustion chamber | |
| EP4019845B1 (en) | Torch ignitor system for a combustor of a gas turbine engine | |
| RU2338910C2 (en) | Gas turbine combustion chamber igniter | |
| RU2446531C1 (en) | Aircraft gas turbine engine combustion chamber ignition unit | |
| RU2738223C1 (en) | Ignition method of combustion chamber of aircraft gas turbine engines | |
| CN106050471A (en) | Pre-atomization ignition device used for liquid fuel ramjet engine | |
| US11506382B2 (en) | System and method for acoustic dampers with multiple volumes in a combustion chamber front panel | |
| RU2460896C1 (en) | Aircraft gas turbine combustion chamber igniter | |
| EP4019838B1 (en) | Torch ignitor sytem for a combustor of a gas turbine engine and method of operating the same | |
| US10030583B2 (en) | Distributed spark igniter for a combustor | |
| RU2738226C1 (en) | Ignition device for ignition of combustion chambers of aircraft gas turbine engines | |
| US3024607A (en) | Sustained operation igniter for ram-jet missiles | |
| RU2136094C1 (en) | Spark plug | |
| RU2130222C1 (en) | Gas-turbine engine spark plug | |
| CN106246356A (en) | Igniter for Liquid fuel ramjet engine band flame stabilization function | |
| RU2277278C2 (en) | Spark plug | |
| RU57372U1 (en) | FUEL INJECTOR GTE |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| PD4A | Correction of name of patent owner |