RU2472027C1 - Фронтовое устройство форсажной камеры со стабилизатором пламени изменяемой геометрии - Google Patents
Фронтовое устройство форсажной камеры со стабилизатором пламени изменяемой геометрии Download PDFInfo
- Publication number
- RU2472027C1 RU2472027C1 RU2011128931/06A RU2011128931A RU2472027C1 RU 2472027 C1 RU2472027 C1 RU 2472027C1 RU 2011128931/06 A RU2011128931/06 A RU 2011128931/06A RU 2011128931 A RU2011128931 A RU 2011128931A RU 2472027 C1 RU2472027 C1 RU 2472027C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- afterburner
- radial
- cooled
- flow
- shutters
- Prior art date
Links
Landscapes
- Fluidized-Bed Combustion And Resonant Combustion (AREA)
Abstract
Фронтовое устройство форсажной камеры газотурбинного двигателя содержит радиальные охлаждаемые створки. Охлаждаемые створки имеют аэродинамически обтекаемые профильные части, размещенные непосредственно в потоке и имеют возможность поворота вокруг своей оси. При синхронном повороте в противоположные стороны на некоторый угол и смыкании пары соседних радиальных охлаждаемых створок образуется плохообтекаемое тело в виде V-образного стабилизатора. Аэродинамически обтекаемые профильные части, размещенные непосредственно в потоке, плавно переходят в цилиндрические оси, закрепленные в корпусе фронтового устройства. Поворотное устройство в виде вращающегося кольца расположено снаружи форсажной камеры и имеет возможность обдува окружающим воздухом в полете. Внутри радиальных охлаждаемых створок выполнены различные внутренние полости и радиальные каналы. Внутренние полости связаны с проточной частью отверстиями для охлаждения, расположенными на внутренней поверхности V-образного стабилизатора. Радиальные каналы связаны с проточной частью форсунками для впрыска форсажного топлива, расположенными с наружной поверхности V-образного стабилизатора под некоторым углом к потоку. Изобретение позволяет уменьшить потери полного давления в форсажной камере авиационного газотурбинного двигателя на бесфорсажных режимах. 2 ил.
Description
Изобретение относится к области газотурбинных двигателей с форсажными камерами сгорания, в частности к фронтовым устройствам форсажных камер сгорания.
В настоящее время для стабилизации процесса горения в форсажных камерах газотурбинных двигателей применяются системы стабилизации, представляющие собой комбинацию плохо обтекаемых тел, образующих вихревые зоны обратных токов. Данные зоны создают дополнительное гидравлическое сопротивление на всех режимах работы двигателя.
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 также конструкция фронтового устройства с радиальными стабилизаторами пламени, закрепленными на корпусе форсажной камеры и имеющими систему охлаждения (патент US 6334303, 7 F02K 3/10, опубл. 2002.01.01).
Недостатком данной конструкции является то, что на бесфорсажных режимах работы, когда в стабилизаторах нет необходимости, они создают дополнительное гидравлическое сопротивление, ухудшая тем самым характеристики двигателя.
Известна также конструкция форсажной камеры воздушно-реактивного двигателя, содержащая центральное тело, топливный коллектор с форсунками и выполненные с возможностью перемещения стабилизаторы пламени, при помощи приводного механизма (патент РФ №45162, F02K 3/10, F23R 3/22, опубл. 2005.04.27).
Недостатком такой конструкции является низкий ресурс поворотного устройства и приводного механизма, так как оно расположено в горячей зоне форсажной камеры.
Наиболее близким по технической сущности и достигаемому результату к заявляемому является конструкция дихотомической форсажной камеры, снижающая потери в режиме отсутствия форсажа, содержащая стабилизатор пламени, имеющий множество радиальных кронштейнов, правильно распределенных вокруг оси вращения двигателя, спереди по потоку от форсажной камеры. Каждый кронштейн состоит из фиксированной задней и передней части, отделенной от задней части по плоскости срединного соединения. Передние части кронштейнов опираются на вращающееся кольцо, установленное в наружном контуре форсажной камеры. Устройство привода вызывает поворот вращающегося кольца между первым положением (в режиме отсутствия форсажа) и вторым положением (в режиме форсажа), в котором передние части кронштейнов чередуются с задними частями. В первом положении кронштейны имеют аэродинамический профиль со слабым лобовым сопротивлением и нулевым углом атаки (патент ЕР 0879995, F02K 1/38; F02K 3/10; F23R 3/22, опубл. 1998.11.25).
Недостатком такой конструкции является низкий ресурс поворотного устройства (вращающееся кольцо), так как оно расположено в горячей зоне форсажной камеры (внутри форсажной камеры).
Задача изобретения - уменьшение гидравлических потерь полного давления в форсажной камере сгорания авиационного газотурбинного двигателя на бесфорсажных режимах за счет использования стабилизаторов пламени изменяемой геометрии, с сохранением ресурса поворотного устройства на уровне ресурса фронтового устройства.
Поставленная задача решается тем, что фронтовое устройство форсажной камеры газотурбинного двигателя, содержащее радиальные охлаждаемые створки, имеющие аэродинамически обтекаемые профильные части, размещенные непосредственно в потоке, имеющие возможность поворота вокруг своей оси, плохообтекаемое тело в виде V-образного стабилизатора образуется при синхронном повороте в противоположные стороны на некоторый угол и смыкании пары соседних радиальных охлаждаемых створок, в отличие от прототипа аэродинамически обтекаемые профильные части, размещенные непосредственно в потоке, плавно переходят в цилиндрические оси, закрепленные в корпусе фронтового устройства, а поворотное устройство в виде вращающегося кольца расположено снаружи форсажной камеры и имеет возможность обдува окружающим воздухом в полете, внутри радиальных охлаждаемых створок выполнены различные внутренние полости и радиальные каналы, причем внутренние полости связаны с проточной частью отверстиями для охлаждения, расположенными на внутренней поверхности V-образного стабилизатора, а радиальные каналы связаны с проточной частью форсунками для впрыска форсажного топлива, расположенными с наружной поверхности V-образного стабилизатора под некоторым углом к потоку.
Существо изобретения поясняется чертежами. На чертеже фиг.1 изображен вид фронтового устройства вдоль оси двигателя против потока газов на форсажных (левая половина) и бесфорсажных (правая половина) режимах работы двигателя. На фиг.2 изображена схема положения радиальных охлаждаемых створок в газовом потоке на форсажных (левая половина) и бесфорсажных (правая половина) режимах работы двигателя.
Фронтовое устройство (фиг.1) включает в себя корпус 1, к которому крепятся радиальные охлаждаемые створки 2. Радиальные охлаждаемые створки располагаются попарно и имеют возможность синхронного поворота в противоположные стороны на необходимый угол. Оси вращения 3 парно расположенных радиальных охлаждаемых створок находятся на некотором расстоянии друг от друга. Каждая радиальная охлаждаемая створка имеет аэродинамически обтекаемую профильную часть (фиг.2), размещенную непосредственно в потоке, плавно переходящую в цилиндрическую ось, с помощью которой осуществляется крепление к корпусу и к которой прикладывается крутящий момент (от поворотного устройства расположенного с наружи форсажной камеры), с целью поворота радиальной охлаждаемой створки при изменении режима работы двигателя. В радиальных охлаждаемых створках имеются радиальные каналы 4, сообщающиеся с топливным коллектором, расположенным на корпусе фронтового устройства. В радиальных охлаждаемых створках 2 выполнены форсунки 5 для впрыска форсажного топлива 6 из радиальных каналов 4 в проточный тракт форсажной камеры (фиг.2). С целью охлаждения створок существует возможность в их внутренние полости 7 подавать охлаждающий воздух 8 (например, из-за компрессора двигателя или из-за промежуточной ступени) и выпускать их через отверстия для охлаждения 9 (одновременно охлаждая створки и внося воздух непосредственно в зону горения).
При работе на бесфорсажных режимах аэродинамически обтекаемые профильные части радиальных охлаждаемых створок расположены вдоль потока (фиг.2), не создают за собой вихревые зоны и поэтому имеют минимальное гидравлическое сопротивление.
При работе двигателя на форсажном режиме парно расположенные радиальные охлаждаемые створки синхронно повернуты в противоположные стороны так, что входные кромки их профильных частей сомкнуты и образуют V-образный радиальный стабилизатор (фиг.2), за которым возникает зона обратных токов, служащая для стабилизации процесса горения. В радиальные каналы 4 радиальных охлаждаемых створок 2 подается топливо, которое впрыскивается в проточную часть форсажной камеры через форсунки 5 и сгорает за стабилизатором. В радиальные каналы 7 подается охлаждающий воздух, который выпускается через отверстия для охлаждения 9.
Заявляемое изобретение позволяет уменьшить гидравлические потери полного давления в форсажной камере сгорания авиационного газотурбинного двигателя на бесфорсажных режимах с сохранением ресурса поворотного устройства на уровне ресурса фронтового устройства.
Claims (1)
- Фронтовое устройство форсажной камеры газотурбинного двигателя, содержащее радиальные охлаждаемые створки, имеющие аэродинамически обтекаемые профильные части, размещенные непосредственно в потоке, имеющие возможность поворота вокруг своей оси, плохообтекаемое тело в виде V-образного стабилизатора образуется при синхронном повороте в противоположные стороны на некоторый угол и смыкании пары соседних радиальных охлаждаемых створок, отличающееся тем, что аэродинамически обтекаемые профильные части, размещенные непосредственно в потоке, плавно переходят в цилиндрические оси, закрепленные в корпусе фронтового устройства, а поворотное устройство в виде вращающегося кольца расположено снаружи форсажной камеры и имеет возможность обдува окружающим воздухом в полете, внутри радиальных охлаждаемых створок выполнены различные внутренние полости и радиальные каналы, причем внутренние полости связаны с проточной частью отверстиями для охлаждения, расположенными на внутренней поверхности V-образного стабилизатора, а радиальные каналы связаны с проточной частью форсунками для впрыска форсажного топлива, расположенными с наружной поверхности V-образного стабилизатора под некоторым углом к потоку.
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2011128931/06A RU2472027C1 (ru) | 2011-07-12 | 2011-07-12 | Фронтовое устройство форсажной камеры со стабилизатором пламени изменяемой геометрии |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2011128931/06A RU2472027C1 (ru) | 2011-07-12 | 2011-07-12 | Фронтовое устройство форсажной камеры со стабилизатором пламени изменяемой геометрии |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2472027C1 true RU2472027C1 (ru) | 2013-01-10 |
Family
ID=48806142
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2011128931/06A RU2472027C1 (ru) | 2011-07-12 | 2011-07-12 | Фронтовое устройство форсажной камеры со стабилизатором пламени изменяемой геометрии |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2472027C1 (ru) |
Cited By (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2642712C1 (ru) * | 2016-11-08 | 2018-01-25 | Эмель Борисович Ахметов | Форсажная камера сгорания турбореактивного двигателя |
| RU2663965C1 (ru) * | 2017-05-10 | 2018-08-13 | Федеральное государственное казенное военное образовательное учреждение высшего образования "Военный учебно-научный центр Военно-воздушных сил "Военно-воздушная академия имени профессора Н.Е. Жуковского и Ю.А. Гагарина" (г. Воронеж) Министерства обороны Российской Федерации | Фронтовое устройство форсажной камеры сгорания газотурбинного 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 |
| WO2024019631A1 (ru) * | 2022-07-22 | 2024-01-25 | Денис Эрнестович ЛЬВОВ | Способ торможения газового потока с низким избыточным давлением |
Citations (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| GB1427197A (en) * | 1972-06-01 | 1976-03-10 | Snecma | After burner installations for gas turbine engines |
| US4490973A (en) * | 1983-04-12 | 1985-01-01 | The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Air Force | Flameholder with integrated air mixer |
| SU1332950A1 (ru) * | 1985-12-12 | 1991-12-07 | Предприятие П/Я М-5147 | Форсажна камера сгорани турбореактивного двигател |
| RU45162U1 (ru) * | 2004-12-29 | 2005-04-27 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Московское машиностроительное производственное предприятие "САЛЮТ" (ФГУП "ММПП "САЛЮТ") | Форсажная камера воздушно-реактивного двигателя |
| RU2258830C1 (ru) * | 2004-01-13 | 2005-08-20 | Акционерное общество отрытого типа Авиамоторный научно-технический комплекс "СОЮЗ" | Форсажная камера сгорания турбореактивного двигателя |
| RU2366823C1 (ru) * | 2008-02-29 | 2009-09-10 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Московское машиностроительное производственное предприятие "САЛЮТ" (ФГУП "ММПП "САЛЮТ") | Форсажная камера двухконтурного газотурбинного двигателя со смешением потоков (варианты) |
-
2011
- 2011-07-12 RU RU2011128931/06A patent/RU2472027C1/ru not_active IP Right Cessation
Patent Citations (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| GB1427197A (en) * | 1972-06-01 | 1976-03-10 | Snecma | After burner installations for gas turbine engines |
| US4490973A (en) * | 1983-04-12 | 1985-01-01 | The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Air Force | Flameholder with integrated air mixer |
| SU1332950A1 (ru) * | 1985-12-12 | 1991-12-07 | Предприятие П/Я М-5147 | Форсажна камера сгорани турбореактивного двигател |
| RU2258830C1 (ru) * | 2004-01-13 | 2005-08-20 | Акционерное общество отрытого типа Авиамоторный научно-технический комплекс "СОЮЗ" | Форсажная камера сгорания турбореактивного двигателя |
| RU45162U1 (ru) * | 2004-12-29 | 2005-04-27 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Московское машиностроительное производственное предприятие "САЛЮТ" (ФГУП "ММПП "САЛЮТ") | Форсажная камера воздушно-реактивного двигателя |
| RU2366823C1 (ru) * | 2008-02-29 | 2009-09-10 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Московское машиностроительное производственное предприятие "САЛЮТ" (ФГУП "ММПП "САЛЮТ") | Форсажная камера двухконтурного газотурбинного двигателя со смешением потоков (варианты) |
Cited By (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2642712C1 (ru) * | 2016-11-08 | 2018-01-25 | Эмель Борисович Ахметов | Форсажная камера сгорания турбореактивного двигателя |
| RU2663965C1 (ru) * | 2017-05-10 | 2018-08-13 | Федеральное государственное казенное военное образовательное учреждение высшего образования "Военный учебно-научный центр Военно-воздушных сил "Военно-воздушная академия имени профессора Н.Е. Жуковского и Ю.А. Гагарина" (г. Воронеж) Министерства обороны Российской Федерации | Фронтовое устройство форсажной камеры сгорания газотурбинного 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 |
| WO2024019631A1 (ru) * | 2022-07-22 | 2024-01-25 | Денис Эрнестович ЛЬВОВ | Способ торможения газового потока с низким избыточным давлением |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| JP4619089B2 (ja) | 固定ジオメトリ入口を備えたｆｌａｄｅガスタービンエンジン | |
| JP5968329B2 (ja) | 一体型可変形状流量制限器および熱交換器 | |
| JP6290911B2 (ja) | 二重反転ファン付きターボジェットエンジンにより推進する航空機 | |
| RU2435057C2 (ru) | Турбовентиляторный газотурбинный двигатель с регулируемыми вентиляторными выходными направляющими лопатками (варианты) | |
| RU2386049C2 (ru) | Устройство для подачи охлаждающего воздуха к створкам выходного сопла, выходное сопло турбореактивного двигателя и турбореактивный двигатель, снабженный таким устройством | |
| JP2006132533A (ja) | Ｆｌａｄｅ式ガスタービンエンジンおよび航空機 | |
| ES2606859T3 (es) | Accionador transversal fluídico | |
| CN109539310B (zh) | 一种采用可调预热整流支板的一体化加力燃烧室 | |
| BR102016023176A2 (pt) | sistema de transferência de fluxo | |
| CN112728585B (zh) | 用于旋转爆震燃烧的系统 | |
| JP5084626B2 (ja) | 螺旋空気流を用いるターボ機械燃焼チャンバ | |
| US8858163B2 (en) | Ventilation inlet | |
| RU2472027C1 (ru) | Фронтовое устройство форсажной камеры со стабилизатором пламени изменяемой геометрии | |
| US11136937B2 (en) | Aircraft propulsion assembly comprising a thrust reverser | |
| US20150369079A1 (en) | Multi-segment adjustable stator vane for a variable area vane arrangement | |
| US11898757B2 (en) | Rotating detonation propulsion system | |
| JP2016532071A (ja) | 接線方向に配向された燃焼器缶を有するカニュラ型燃焼器配列用のラジアルミッドフレームバッフル | |
| ES2912363T3 (es) | Motor de respiración de aire para vehículo de vuelo con aislador que tiene sección abultada y método de funcionamiento de tal motor | |
| EP2947304B1 (en) | Gas turbine engine with selective flow path | |
| US20200191398A1 (en) | Rotating detonation actuator | |
| JP3294799B2 (ja) | ドライ運転における損失を低減する二分割再熱システム | |
| US20230265795A1 (en) | Aircraft propulsion system with variable area inlet assembly | |
| US20180017017A1 (en) | Ramburning engine with inlet turbine | |
| JP6340918B2 (ja) | 推力増強装置 | |
| RU2680781C1 (ru) | Способ стабилизации зоны горения в форсажной камере сгорания турбореактивного двигателя и форсажная камера сгорания турбореактивного двигателя |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20130713 |