RU2663965C1 - Фронтовое устройство форсажной камеры сгорания газотурбинного двигателя - Google Patents
Фронтовое устройство форсажной камеры сгорания газотурбинного двигателя Download PDFInfo
- Publication number
- RU2663965C1 RU2663965C1 RU2017116401A RU2017116401A RU2663965C1 RU 2663965 C1 RU2663965 C1 RU 2663965C1 RU 2017116401 A RU2017116401 A RU 2017116401A RU 2017116401 A RU2017116401 A RU 2017116401A RU 2663965 C1 RU2663965 C1 RU 2663965C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- fuel
- stabilizers
- gas turbine
- afterburner
- flame stabilizers
- 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
- F02K3/10—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)
Abstract
Изобретение относится к области авиационных газотурбинных двигателей, а именно к форсажным камерам сгорания авиационных газотурбинных двигателей. Техническим результатом изобретения является снижение потерь полного давления за счет применения в качестве стабилизаторов пламени тел удобообтекаемой формы с организацией вдува струй воздуха с их поверхности на бесфорсажных режимах работы ГТД. Сущность изобретения заключается в том, что стабилизаторы пламени выполнены в форме полых удобообтекаемых тел с закрытой нижней частью, внутренняя полость стабилизаторов разделена на N продольных каналов с возможностью подвода в них воздуха и топлива, на боковых стенках каналов по всей длине выполнены отверстия. Выполнение стабилизаторов пламени в форме удобообтекаемых тел обеспечивает их безотрывное обтекание на бесфорсажных режимах работы ГТД, что позволяет снизить потери полного давления. На форсажных режимах работы ГТД в проточную часть форсажной камеры сгорания через отверстия на боковых стенках каналов вдуваются струи воздуха для создания зон рециркуляционного течения, и в эти зоны впрыскивается топливо, т.е. стабилизаторы пламени выполняют роль топливных коллекторов. Отсутствие отдельных топливных коллекторов в потоке газа позволяет дополнительно снизить потери полного давления. 1 з.п. ф-лы, 1 ил.
Description
Изобретение относится к области авиационных газотурбинных двигателей, а именно к форсажным камерам сгорания авиационных газотурбинных двигателей.
Известно [Конструкция форсажных камер и выходных устройств авиационных ГТД. B.C. Чигрин, С.Е. Белова. - Учебное пособие. - Рыбинск, РГАТА, 2004. - 38 с., стр. 12] фронтовое устройство форсажной камеры сгорания газотурбинного двигателя, состоящее из радиально установленных стабилизаторов пламени, консольно закрепленных на внутренней поверхности корпуса форсажной камеры сгорания.
Недостатком данного фронтового устройства является большая потеря полного давления в форсажной камере сгорания на бесфорсажных режимах работы ГТД, обусловленная наличием плохообтекаемых тел в потоке, а именно стабилизаторов пламени, а также коллекторов для подвода топлива с топливными форсунками.
Техническим результатом изобретения является снижение потерь полного давления за счет выполнения стабилизаторов пламени в форме удобообтекаемых тел с организацией вдува струй воздуха и топлива с их поверхности на форсажных режимах работы ГТД.
Указанный технический результат достигается тем, что в известном фронтовом устройстве форсажной камеры сгорания газотурбинного двигателя, состоящем из стабилизаторов пламени, консольно закрепленных на внутренней поверхности корпуса форсажной камеры сгорания, согласно изобретению стабилизаторы пламени выполнены в форме полых удобообтекаемых тел с закрытой нижней частью, внутренняя полость стабилизаторов разделена на N продольных каналов с возможностью подвода в них воздуха и топлива, на боковых стенках каналов по всей длине выполнены отверстия.
Указанный технический результат достигается тем, что подводы воздуха и топлива выполнены в верхней части стабилизаторов пламени.
Сущность изобретения заключается в том, что стабилизаторы пламени выполнены в форме полых удобообтекаемых тел с закрытой нижней частью, внутренняя полость стабилизаторов разделена на N продольных каналов с возможностью подвода в них воздуха и топлива, на боковых стенках каналов по всей длине выполнены отверстия.
Выполнение стабилизаторов пламени в форме удобообтекаемых тел обеспечивает их безотрывное обтекание на бесфорсажных режимах работы ГТД, что позволяет снизить потери полного давления [Аэродинамика тел простейших форм. К.П. Петров. - М.: Факториал, 1998. - С. 43]. На форсажных режимах работы ГТД в проточную часть форсажной камеры сгорания через отверстия на боковых стенках каналов вдуваются струи воздуха для создания зон рециркуляционного течения, и в эти зоны впрыскивается топливо, т.е. стабилизаторы пламени выполняют роль топливных коллекторов. Отсутствие отдельных топливных коллекторов в потоке газа позволяет дополнительно снизить потери полного давления.
Этим достигается указанный в изобретении технический результат.
Фронтовое устройство форсажной камеры сгорания газотурбинного двигателя приведено на фиг. 1, где обозначено следующее: 1 - корпус форсажной камеры сгорания, 2 - стабилизатор пламени, 3 - узел подвода, 4 - отверстия, 5 - каналы.
Узел подвода 3 предназначен для подвода воздуха и топлива в каналы 5. Он может быть выполнен, например, в виде штуцеров [Турбореактивный двухконтурный двигатель с форсажной камерой сгорания РД-33-2С. Учебное пособие под редакцией В.В. Кулешова. - М.: ВВИА им Н.Е. Жуковского, 1986. - С. 119, рис. 6.2 поз. I]. Отверстия 4 предназначены для вдува струй воздуха и впрыска топлива в проточную часть форсажной камеры сгорания. Причем отверстия для вдува струй воздуха могут быть выполнены в виде щелей, а отверстия для впрыска топлива могут быть выполнены в виде дюз.
Фронтовое устройство форсажной камеры сгорания работает следующим образом. При включении форсажа в N1 каналы 5 стабилизаторов подается воздух, который выдувается через отверстия 4 в боковых стенках стабилизаторов в поток газов в виде плоских струй. С подветренной стороны струй (стороны струи, противоположной той, на которую набегает поток газов) образуются зоны рециркуляционного течения, аналогичные зонам, образующимся в следе за плохообтекаемым телом, в которых становится возможной стабилизация фронта пламени. В N2 каналы 5, где N≥N1+N2, стабилизаторов подается топливо, которое распыляется через отверстия в боковых стенках стабилизаторов и сгорает в зонах рециркуляционного течения, образованных струями воздуха. Таким образом обеспечивается работа форсажной камеры, аналогично известной. При выключении форсажа подача воздуха и топлива в полости стабилизаторов пламени прекращается. На бесфорсажных режимах работы ГТД стабилизаторы пламени находятся в потоке газов и создают малые потери полного давления.
Claims (2)
1. Фронтовое устройство форсажной камеры сгорания газотурбинного двигателя, состоящее из неподвижных стабилизаторов пламени, выполненных в форме удобообтекаемых тел и консольно закрепленных на внутренней поверхности корпуса форсажной камеры сгорания, отличающееся тем, что стабилизаторы пламени выполнены полыми и закрыты в нижней части, внутренняя полость стабилизаторов разделена на N продольных каналов с возможностью подвода в них воздуха и топлива, а на боковых стенках каналов по всей длине выполнены отверстия.
2. Фронтовое устройство по п. 1, отличающееся тем, что подводы воздуха и топлива выполнены в верхней части стабилизаторов пламени.
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2017116401A RU2663965C1 (ru) | 2017-05-10 | 2017-05-10 | Фронтовое устройство форсажной камеры сгорания газотурбинного двигателя |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2017116401A RU2663965C1 (ru) | 2017-05-10 | 2017-05-10 | Фронтовое устройство форсажной камеры сгорания газотурбинного двигателя |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2663965C1 true RU2663965C1 (ru) | 2018-08-13 |
Family
ID=63177439
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2017116401A RU2663965C1 (ru) | 2017-05-10 | 2017-05-10 | Фронтовое устройство форсажной камеры сгорания газотурбинного двигателя |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2663965C1 (ru) |
Citations (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| GB2216999A (en) * | 1988-03-18 | 1989-10-18 | Gen Electric | Fuel spraybar |
| SU1332950A1 (ru) * | 1985-12-12 | 1991-12-07 | Предприятие П/Я М-5147 | Форсажна камера сгорани турбореактивного двигател |
| US5396761A (en) * | 1994-04-25 | 1995-03-14 | General Electric Company | Gas turbine engine ignition flameholder with internal impingement cooling |
| GB2265704B (en) * | 1992-04-01 | 1995-05-31 | Snecma | Fuel injector for the after-burner chamber of a turbomachine |
| RU2472027C1 (ru) * | 2011-07-12 | 2013-01-10 | Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего профессионального образования Уфимский государственный авиационный технический университет | Фронтовое устройство форсажной камеры со стабилизатором пламени изменяемой геометрии |
-
2017
- 2017-05-10 RU RU2017116401A patent/RU2663965C1/ru not_active IP Right Cessation
Patent Citations (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| SU1332950A1 (ru) * | 1985-12-12 | 1991-12-07 | Предприятие П/Я М-5147 | Форсажна камера сгорани турбореактивного двигател |
| GB2216999A (en) * | 1988-03-18 | 1989-10-18 | Gen Electric | Fuel spraybar |
| GB2265704B (en) * | 1992-04-01 | 1995-05-31 | Snecma | Fuel injector for the after-burner chamber of a turbomachine |
| US5396761A (en) * | 1994-04-25 | 1995-03-14 | General Electric Company | Gas turbine engine ignition flameholder with internal impingement cooling |
| RU2472027C1 (ru) * | 2011-07-12 | 2013-01-10 | Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего профессионального образования Уфимский государственный авиационный технический университет | Фронтовое устройство форсажной камеры со стабилизатором пламени изменяемой геометрии |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| UA82991C2 (ru) | Система впрыскивания топливо-воздушной смеси в камеру сгорания газотурбинного двигателя | |
| CN103884024B (zh) | 一种能够组织燃烧并将火焰传导到外涵道气流的联焰装置 | |
| US10094289B2 (en) | Cavity swirl fuel injector for an augmentor section of a gas turbine engine | |
| CN107762661B (zh) | 一种脉冲爆震引射超燃冲压组合发动机 | |
| RU2007145373A (ru) | Направляющая лопатка с тандемными аэродинамическими профилями, газотурбинный двигатель, содержащий такую лопатку, и способ впрыска газообразного топлива для сжигания в газотурбинном двигателе | |
| JP2007187150A (ja) | 外部燃料補給トラップ渦空洞部オーグメンタ | |
| CN109539310B (zh) | 一种采用可调预热整流支板的一体化加力燃烧室 | |
| CN110307563B (zh) | 一种宽域冲压燃烧室及燃烧组织方法 | |
| US11543130B1 (en) | Passive secondary air assist nozzles | |
| JP2013530371A5 (ja) | 拡散燃焼システム用の第２の水噴射システム | |
| CN114459056A (zh) | 一种结构可调的组合式旋转爆震加力燃烧室 | |
| KR100582979B1 (ko) | 증강 장치 | |
| CN111594346A (zh) | 一种中等尺度火箭基组合循环发动机 | |
| WO2015146376A1 (ja) | ジェットエンジン、飛しょう体及びジェットエンジンの動作方法 | |
| CN203940469U (zh) | 一种加力燃烧室供油装置 | |
| JP5446783B2 (ja) | エンジン排気ノズル及び航空機エンジン | |
| RU2663965C1 (ru) | Фронтовое устройство форсажной камеры сгорания газотурбинного двигателя | |
| CN104061598A (zh) | 加力燃烧室供油装置 | |
| JP2017160873A (ja) | スクラムジェットエンジン、飛翔体 | |
| US10436117B2 (en) | Carbureted fuel injection system for a gas turbine engine | |
| Li et al. | Combustion characteristics of a multiple swirl spray combustor | |
| RU2011103719A (ru) | Реактивный двигатель, содержащий множество ракетных двигателей | |
| RU2009107419A (ru) | Устройство и способ (варианты) для стабилизации пламени в форсажной камере турбореактивного двигателя | |
| ATE496212T1 (de) | Pilotdüse eines nachbrenners | |
| WO2016039993A1 (en) | Liquid propellant rocket engine with afterburner combustor |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20190511 |