RU2680781C1 - Turbojet engine afterburner combustion chamber combustion zone stabilization method and the turbojet engine afterburner combustion chamber - Google Patents
Turbojet engine afterburner combustion chamber combustion zone stabilization method and the turbojet engine afterburner combustion chamber Download PDFInfo
- Publication number
- RU2680781C1 RU2680781C1 RU2017146542A RU2017146542A RU2680781C1 RU 2680781 C1 RU2680781 C1 RU 2680781C1 RU 2017146542 A RU2017146542 A RU 2017146542A RU 2017146542 A RU2017146542 A RU 2017146542A RU 2680781 C1 RU2680781 C1 RU 2680781C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- afterburner
- air
- turbojet engine
- combustion chamber
- engine
- Prior art date
Links
- 238000002485 combustion reaction Methods 0.000 title claims abstract description 30
- 238000000034 method Methods 0.000 title claims abstract description 10
- 230000006641 stabilisation Effects 0.000 title claims abstract description 9
- 238000011105 stabilization Methods 0.000 title claims abstract description 9
- 239000000446 fuel Substances 0.000 claims description 27
- 239000000203 mixture Substances 0.000 claims description 14
- 230000005855 radiation Effects 0.000 abstract description 9
- 239000000126 substance Substances 0.000 abstract 1
- 239000003381 stabilizer Substances 0.000 description 11
- 230000000087 stabilizing effect Effects 0.000 description 5
- 238000001816 cooling Methods 0.000 description 4
- 230000007246 mechanism Effects 0.000 description 3
- 238000002156 mixing Methods 0.000 description 3
- 244000309464 bull Species 0.000 description 2
- 238000010586 diagram Methods 0.000 description 2
- 230000008719 thickening Effects 0.000 description 2
- 239000011358 absorbing material Substances 0.000 description 1
- 230000015572 biosynthetic process Effects 0.000 description 1
- 230000007423 decrease Effects 0.000 description 1
- 239000007788 liquid Substances 0.000 description 1
- 238000004519 manufacturing process Methods 0.000 description 1
- 238000005070 sampling Methods 0.000 description 1
- 239000004071 soot Substances 0.000 description 1
- 239000007921 spray Substances 0.000 description 1
Images
Classifications
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
- F23R—GENERATING COMBUSTION PRODUCTS OF HIGH PRESSURE OR HIGH VELOCITY, e.g. GAS-TURBINE COMBUSTION CHAMBERS
- F23R3/00—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel
- F23R3/02—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the air-flow or gas-flow configuration
- F23R3/16—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the air-flow or gas-flow configuration with devices inside the flame tube or the combustion chamber to influence the air or gas flow
- F23R3/18—Flame stabilising means, e.g. flame holders for after-burners of jet-propulsion plants
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Combustion & Propulsion (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
Abstract
Description
Изобретение относится к области авиационного двигателестроения и может быть использовано в форсажной камере турбореактивного двигателя (ТРД) или в форсажной камере турбореактивного двухконтурного двигателя ДТРД) с пониженным уровнем инфракрасного излучения силовых установок.The invention relates to the field of aircraft engine manufacturing and can be used in the afterburner of a turbojet engine (TRD) or in the afterburner of a turbojet bypass engine DTRD) with a reduced level of infrared radiation from power plants.
Известна форсажная камера сгорания с пониженным уровнем инфракрасного излучения, (патент RU №2028487, МПК F02K 3/10, опубл. 09.02.1995), в которой соосно затурбинному обтекателю (ЗО) установлен кольцевой охлаждающий профилированный экран, передняя часть которого расположена внутри клапана горячего газа перед максимальным утолщением на 30, и выполнен пересекающий сектор, образованный двумя линиями, проведенными из точки на образующей сопла в его минимальном сечении, первая из которых касательна к образующей ЗО в месте его утолщения, а вторая пересекает образующую разделителя контуров в сечении начала ЗО.Known afterburner combustion chamber with a low level of infrared radiation, (patent RU No. 2028487, IPC F02K 3/10, publ. 09.02.1995), in which an annular cooling shaped screen is installed coaxially with the turbine fairing (ZO), the front of which is located inside the hot valve gas before the maximum thickening by 30, and the intersecting sector is formed, formed by two lines drawn from a point on the generatrix of the nozzle in its minimum section, the first of which is tangent to the generatrix of the nozzle in the place of its thickening, and the second intersects forming a separator contours in the cross section of the beginning of the AO.
Известны устройство и способ (варианты) для стабилизации пламени в форсажной камере турбореактивного двигателя (патент RU №2403422, МПК F02K 3/10 (2006.01), F23R 3/18 (2006.01), опубл. 10.11.2010, бюл. №31). 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, 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.A known device and method (options) for stabilizing the flame in the afterburner of a turbojet engine (patent RU No. 2403422, IPC F02K 3/10 (2006.01), F23R 3/18 (2006.01), publ. 10.11.2010, bull. No. 31). The device for stabilizing the flame in the afterburner of a turbojet engine contains a jet aerodynamic flame stabilizer with a fuel nozzle and a combustion chamber with an ignitor of the air-fuel mixture and an additional small-sized gas turbine engine, as well as air exhaust pipes, an exhaust gas exhaust device, and a supersonic nozzle system. A small gas turbine engine compressor is installed in front of the fuel nozzle and combustion chamber with an ignitor of the air-fuel mixture, the turbine of which is located behind the combustion chamber. The method of flame stabilization in the afterburner of a turbojet engine is carried out using air jets injected into the gas stream of the afterburner through a system of supersonic nozzles towards at an angle to the flow. Air is taken from the intermediate stage of the engine compressor. The pressure of the jet leaving the system of supersonic nozzles necessary to stabilize the flame is obtained by using an additional small-sized gas turbine engine located in the central body of the afterburner. The method of stabilization of the flame in the afterburner of a turbojet engine using air jets blown into the gas stream of the afterburner through openings of various shapes towards at an angle to the stream, characterized in the first embodiment in that the air is taken from the intermediate stage of the compressor, and this is necessary for stabilization flame pressure of the jet exiting the nozzle system is obtained through the use of an additional small-sized gas turbine engine located in the central body soot chamber. For a turbojet dual-circuit engine, air is taken from the second circuit.
Известна форсажная камера сгорания турбореактивного двигателя (патент РФ №2258830, МПК F02K 3/10, опубл. 20.08.2005), 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. 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. Центральное тело закреплено посредством обтекаемой формы пустотелых пилонов на стенке форсажной камеры сгорания и снабжено двумя плоскими панелями, шарнирно прикрепленными к его входной части над и под плоскими стенками с приданием обтекаемой формы центральному телу. Задние части панелей с каждой боковой стороны, например, шарнирно-рычажной системой соединены с приводом для осуществления их отклонения от плоских стенок. На входной части и в плоских стенках центрального тела выполнены сквозные отверстия, соединенные с его внутренней полостью, которая сообщена с внутренними полостями пилонов и далее через отверстия в стенке форсажной камеры сгорания - с внутренней полостью трубопроводов подвода охлаждающего воздуха, например, из компрессора одноконтурного двигателя или из одного из наружных контуров многоконтурного двигателя.Known afterburner combustion chamber of a turbojet engine (RF patent No. 2258830, IPC
Известна форсажная камера сгорания турбореактивного двигателя (патент РФ №2300655, МПК F02K 3/105, опубл. 10.06.2007), содержащая 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. Центральное тело содержит неподвижный корпус с плоскими поверхностями с обеих сторон и контактирующие с ними плоские отклоняемые панели, утолщенную закругленную в поперечном сечении входную и клиновидную выходную части. Клиновидная выходная часть и контактирующие плоские поверхности корпуса и отклоняемых панелей покрыты радиопоглощающим материалом. Плоские панели и их шарнирные соединения с корпусом центрального тела выполнены пустотелыми и их привод осуществлен с обеих боковых сторон через пустотелые рессоры. Внутри пустотелого шарнирного соединения каждой панели размещена неподвижная пустотелая цилиндрическая штанга, наружная поверхность которой по подвижной посадке сопряжена с внутренней поверхностью пустотелого шарнирного соединения. Концы каждой пустотелой цилиндрической штанги проходят внутри пустотелых рессор, пилонов и через боковые отверстия в стенке форсажной камеры соединены с трубопроводами подвода охлаждающего воздуха. Шарнирные соединения и цилиндрические штанги снабжены двумя рядами сквозных отверстий, расположенных под углом друг к другу таким образом, что при не отклоненном исходном положении панелей отверстия в штангах и шарнирных соединениях совпадают между собой передними по направлению потока рядами, а задними - не совпадают и наоборот, при отклоненном положении панелей отверстия совпадают задними рядами, а передними - не совпадают. Внутренняя полость каждой плоской панели, с одной стороны, через сквозные отверстия соединена с внутренней полостью форсажной камеры, а с другой стороны при отклоненном положении панелей соединена через совпадающие отверстия в штанге и шарнирного соединения с внутренней полостью цилиндрической штанги. На внешней поверхности шарнирного соединения каждой панели по всей его длине выполнен тонкостенный экран обтекаемый формы, образующий внутреннюю полость между экраном и внешней поверхностью шарнирного соединения, которая соединена при не отклоненном исходном положении панелей через совпадающие передними рядами отверстий в штанге и шарнирного соединения с внутренней полостью цилиндрической штанги, а противоположная по направлению от шарнирного соединения кромка каждой плоской панели выполнена в форме эллипса и при отклонении панелей проекция обеих панелей на плоскость поперечного сечения камеры представляет собою экран в виде круга.Known afterburner combustion chamber of a turbojet engine (RF patent No. 2300655, IPC F02K 3/105, publ. 06/10/2007), containing in series, in the direction of flow, a front-mounted device with a V-shaped flame stabilizer and a central body. Burner devices are located inside the V-shaped flame stabilizer, and the stabilizer is made of two annular segments spaced from each other at a distance of not less than the maximum thickness of the cross section of the central body. The central body comprises a stationary body with flat surfaces on both sides and flat deflectable panels in contact with them, a thickened inlet and wedge-shaped outlet parts rounded in a cross section. The wedge-shaped outlet and the contacting flat surfaces of the housing and the deflectable panels are coated with a radar absorbing material. Flat panels and their swivel joints with the body of the central body are hollow and their drive is carried out on both sides through hollow springs. Inside the hollow hinge of each panel, a stationary hollow cylindrical rod is placed, the outer surface of which is movably seated with the inner surface of the hollow hinge. The ends of each hollow cylindrical rod pass inside the hollow springs, pylons and through the side holes in the wall of the afterburner are connected to pipelines for supplying cooling air. The swivel joints and cylindrical rods are equipped with two rows of through holes located at an angle to each other so that, with the initial position of the panels not deviated, the holes in the rods and swivels coincide with each other in the front rows in the direction of flow, and the rear ones do not coincide, and vice versa, when the panels are deflected, the holes coincide with the back rows, and the front ones do not match. The internal cavity of each flat panel, on the one hand, is connected through through holes to the internal cavity of the afterburner, and on the other hand, when the panels are deflected, it is connected through matching holes in the rod and of the hinge connection to the internal cavity of the cylindrical rod. On the outer surface of the hinge connection of each panel along its entire length, a thin-walled streamlined screen is formed that forms the internal cavity between the screen and the outer surface of the hinge joint, which is connected when the initial position of the panels is not deviated through the matching front rows of holes in the rod and the hinge joint with the inner cavity of the cylindrical rod, and the opposite in direction from the hinge edge of each flat panel is made in the form of an ellipse and when the panels are deflected her projection of both panels on the plane of the cross-section of the camera is a screen in the form of a circle.
Известна комбинированная силовая установка (патент RU на полезную модель №148094, МПК F02K 3/105, опубл. 27.11.2014), в которой достигается снижение уровня ее инфракрасного излучения за счет экранирования горячих неохлаждаемых частей сопл и турбин основного и дополнительного модулей и уменьшение температуры видимых поверхностей центральных тел обоих модулей путем подачи охлаждающего воздуха в их внутренние полости. Комбинированная силовая установка, содержит основной модуль, выполненный в виде турбореактивного двухконтурного двигателя, включающий компрессор, турбину, стойку и сопло с центральным телом, и дополнительный модуль, установленный во втором контуре основного модуля и выполненный в виде турбореактивного двигателя, включающий компрессор, турбину, стойку, эжекторное сопло с центральным телом. Стойки основного и дополнительного модулей снабжены каналами отбора воздуха из компрессоров, соединенными с каналами подвода воздуха, выполненными в центральных телах, видимые со стороны сопл, поверхности которых образованы двойными стенками, наружные из которых перфорированы, а полости между стенками сообщены с каналами подвода воздуха, при этом центральные тела своими расширяющимися частями полностью перекрывают турбины со стороны сопл.Known combined power plant (patent RU for utility model No. 148094, IPC F02K 3/105, publ. 11/27/2014), which achieves a reduction in its infrared radiation due to the shielding of hot uncooled parts of nozzles and turbines of the main and additional modules and temperature reduction visible surfaces of the central bodies of both modules by supplying cooling air to their internal cavities. The combined power plant contains a main module made in the form of a turbojet bypass engine, including a compressor, a turbine, a rack and a nozzle with a central body, and an additional module installed in the second circuit of the main module and made in the form of a turbojet engine, including a compressor, a turbine, a rack , ejector nozzle with a central body. The racks of the main and additional modules are equipped with air intake channels from compressors connected to air supply channels made in the central bodies, visible from the nozzle side, the surfaces of which are formed by double walls, the outer of which are perforated, and the cavities between the walls are in communication with the air supply channels, this central body with its expanding parts completely block the turbine from the nozzle side.
Известна форсажная камера воздушнореактивного двигателя (патент РФ №2208204, МПК F02R 3/22, F02K 3/10, опубл. 10.07.2003), с пониженными гидравлическими потерями в форсажной камере на бесфорсажном режиме, содержащая наружную стенку с разъемными корпусами и теплозащитными экранами, топливный коллектор, фронтовое устройство с радиальными стабилизаторами пламени, равномерно расположенными по окружности в потоке газов проточного тракта. Стабилизаторы имеют возможность поворота вдоль оси камеры посредством приводного механизма, выполненного в виде гидроцилиндра. Гидроцилиндр шарнирно прикреплен к заднему фланцу наружной стенки. Недостатком данного устройства является возможность заклинивания поворотных механизмов, работающих в условиях высоких температур, а также сложность конструкции и дополнительная масса приводного механизма.Known afterburner chamber of an aircraft engine (RF patent No. 2208204, IPC F02R 3/22, F02K 3/10, publ. 07/10/2003), with reduced hydraulic losses in the afterburner in afterburner mode, containing an outer wall with split housings and heat shields, fuel manifold, front-end device with radial flame stabilizers uniformly spaced around the circumference in the gas flow of the flow path. The stabilizers have the ability to rotate along the axis of the chamber by means of a drive mechanism made in the form of a hydraulic cylinder. The hydraulic cylinder is pivotally attached to the rear flange of the outer wall. The disadvantage of this device is the possibility of jamming of rotary mechanisms operating at high temperatures, as well as the complexity of the design and the additional mass of the drive mechanism.
Известен способ стабилизации зоны горения в камере сгорания воздушно-реактивных двигателей изобретение (а.с. СССР №131162, МПК F02K 7/02 (2000.01), F02K 11/00 (2000.01), опубл. 1960 г.), наиболее близкий к заявляемому способу, в котором подают жидкое топливо в движущийся воздушный поток распыливающей форсункой. Стабилизацию зоны горения создают подачей сжатого воздуха в радиальном направлении от оси форсунки через расположенную перед форсункой узкую кольцевую щель.A known method of stabilizing the combustion zone in the combustion chamber of a jet engine invention (AS USSR No. 131162, IPC F02K 7/02 (2000.01), F02K 11/00 (2000.01), publ. 1960), closest to the claimed a method in which liquid fuel is supplied to a moving air stream by a spray nozzle. The stabilization of the combustion zone is created by supplying compressed air in the radial direction from the axis of the nozzle through a narrow annular gap located in front of the nozzle.
Известно устройство для стабилизации пламени в форсажной камере турбореактивного двигателя (патент на полезную модель RU №165003, МПК F23R 3/18 (2006.01), опубл. 27.09.2016, бюл. №27), ближайшее по технической сущности к заявляемому устройству и принятое за прототип устройства, содержащее корпус, в котором расположен затурбинный обтекатель с системой радиально расположенных сопел, патрубок отбора воздуха, топливную форсунку и устройство генерации газовых струй, которое установлено внутри затурбинного обтекателя и соединено с патрубком отбора, устройство генерации газовых струй выполнено в виде золотниковой камеры сгорания постоянного объема, которая соединена с соплами, а форсунка, установлена внутри патрубка отбора воздуха. Однако известное устройство не достаточно надежно в работе и не достаточно защищает двигатель от инфракрасного излучения.A device for stabilizing a flame in an afterburner of a turbojet engine is known (patent for utility model RU No. 165003, IPC F23R 3/18 (2006.01), publ. 09/27/2016, bull. No. 27), the closest in technical essence to the claimed device and taken for a prototype device containing a housing in which a turbine cowling with a system of radially arranged nozzles is located, an air intake pipe, a fuel nozzle and a gas jet generating device that is installed inside the turbine cowling and connected to a sampling pipe, devices generating a gas jet configured as a constant-volume combustion chamber slide valve which is connected to the nozzles, and the nozzle is installed inside the air bleed pipe. However, the known device is not reliable enough and does not sufficiently protect the engine from infrared radiation.
Технической проблемой является создание форсажной камеры сгорания с оптимальным сочетанием надежной работы, величины гидравлических потерь и эффективности, с пониженным уровнем инфракрасного излучения двигателя.A technical problem is the creation of an afterburner with an optimal combination of reliable operation, hydraulic losses and efficiency, with a reduced level of infrared radiation from the engine.
Технический результат, на достижение которого направлено заявляемое изобретение заключается в повышении надежности работы форсажной камеры сгорания, в снижении гидравлических потерь и уровня инфракрасного излучения двигателя.The technical result, to which the claimed invention is directed, is to increase the reliability of the afterburner, to reduce hydraulic losses and the level of infrared radiation of the engine.
Технический результат достигается тем, что в способе стабилизации зоны горения в форсажной камере сгорания турбореактивного двигателя, включающем подачу струй в набегающий поток радиально ему, новым является то, что в вышеупомянутый поток подают парные соударяющиеся друг с другом топливовоздушные струи, при этом оси каждой пары соударяющихся топливовоздушных струй расположены в плоскости, проходящей через ось двигателя, а угол соударения а находится в диапазоне 45-120 градусов.The technical result is achieved by the fact that in the method of stabilizing the combustion zone in the afterburner of a turbojet engine, which includes supplying jets to the incoming flow radially to it, the novelty is that in the aforementioned stream there are paired fuel-air jets colliding with each other, while the axes of each pair of colliding fuel-air jets are located in a plane passing through the axis of the engine, and the angle of impact a is in the range of 45-120 degrees.
Технический результат достигается тем, что в форсажной камере сгорания турбореактивного двигателя, содержащей корпус, в котором расположен затурбинный обтекатель с системой радиальных сопел, равномерно расположенных по окружности, патрубок подвода воздуха, топливную форсунку, установленную внутри патрубка подвода воздуха, смеситель топливо-воздушной смеси, установленный внутри затурбинного обтекателя и соединенный с патрубком подвода воздуха и с системой радиальных сопел, воспламенитель топливовоздушной смеси, новым является то, что радиальные сопла расположены попарно в плоскости, проходящей через ось двигателя, при этом оси каждой пары наклонены друг к другу, а угол между осями составляет 45-120 градусов, образуя при этом в плоскости перпендикулярной плоскости угла соударения пленку топливовоздушной смеси в виде эллипса.The technical result is achieved by the fact that in the afterburner of the combustion chamber of a turbojet engine containing a housing in which a turbine cowl is arranged with a system of radial nozzles evenly spaced around the circumference, an air supply pipe, a fuel nozzle installed inside the air supply pipe, a fuel-air mixture mixer, installed inside the turbine cowl and connected to the air supply pipe and the radial nozzle system, the ignitor of the air-fuel mixture is new, h of radial nozzles are arranged in pairs in a plane passing through the motor axis, wherein the axis of each pair inclined toward each other, and the angle between the axes of 45-120 degrees, thereby forming a plane perpendicular to the film plane collision angle-fuel mixture in the form of an ellipse.
Сущность изобретения поясняется чертежами.The invention is illustrated by drawings.
На фиг. 1. представлена схема форсажной камеры сгорания ТРД.In FIG. 1. presents a diagram of the afterburner combustion chamber turbojet engine.
На фиг. 2. - схема расположения топливовоздушных соударяющихся струй.In FIG. 2. - layout of the fuel-air colliding jets.
На фиг. 3-схема соударяющихся топливовоздушных струй вид по оси двигателя.In FIG. 3-diagram of colliding fuel-air jets view along the axis of the engine.
На фиг. 4 представлен макет форсажной камеры сгорания с радиальными соплами в затурбинном обтекателе.In FIG. 4 shows a layout of an afterburner of a combustion chamber with radial nozzles in a turbine cowl.
Позиции на фигурах: 1 - корпус; 2 - обтекатель; 3 - радиальные сопла; 4 - камера смешения; 5 - патрубок подвода воздуха; 6 - патрубок подвода топлива; 7 - воспламенитель топливовоздушной смеси; 8 - теплоизолирующий экран; 9 - топливовоздушные струи.Positions in the figures: 1 - body; 2 - fairing; 3 - radial nozzles; 4 - mixing chamber; 5 - pipe air supply; 6 - pipe for supplying fuel; 7 - igniter of the air-fuel mixture; 8 - heat insulating screen; 9 - fuel air jets.
Сущность способа заключается в следующем. На форсажном режиме в поток газов проточного тракта форсажной камеры радиально ему подают ряды парных соударяющихся друг с другом топливовоздушных струи. Оси каждой пары соударяющихся топливовоздушных струй расположены в плоскости, проходящей через ось двигателя, а угол соударения а находится в диапазоне 45-120 градусов. При выдуве парных соударяющихся топливовоздушных струй образуется пленка топливовоздушной смеси в виде эллипса, которая воспламеняется, обеспечивая устойчивую зону стабилизации горения и эффективное сгорание топливовоздушной смеси.The essence of the method is as follows. In the afterburner mode, the rows of paired air-fuel jets colliding with each other are radially fed to the gas flow in the flow path of the afterburner chamber. The axes of each pair of colliding fuel-air jets are located in a plane passing through the axis of the engine, and the angle of impact a is in the range of 45-120 degrees. When a pair of colliding fuel-air jets is blown, a film of the air-fuel mixture is formed in the form of an ellipse, which ignites, providing a stable zone of stabilization of combustion and efficient combustion of the air-fuel mixture.
Форсажная камера сгорания турбореактивного двигателя (фиг. 1) содержит корпус 1, в котором расположен затурбинный обтекатель 2 с системой радиальных сопел 3 равномерно расположенных по окружности, камеру смешения 4 с патрубком подвода воздуха 5 и патрубками подвода топлива 6, воспламенители топливовоздушной смеси 7. Затурбинный обтекатель 2 снабжен теплоизолирующим экраном 8, что снижает уровень инфракрасного излучения при работе двигателя на безфорсажном режиме. Радиальные сопла 3 расположены попарно в плоскости, проходящей через ось двигателя, при этом оси каждой пары наклонены друг к другу, а угол между осями составляет 45-120 градусов. Парные радиальные сопла 3 образуют ряды соударяющихся топливовоздушных струй с образованием зон обратных токов за ними (фиг. 2).The afterburner combustion chamber of a turbojet engine (Fig. 1) contains a
При работе турбореактивного двигателя воздух из наружного или внутреннего контура двигателя, поступающий по патрубку 5 подвода воздуха, смешивается с топливом подаваемым форсункой через патрубок подвода топлива 6. Образовавшаяся в камере смешения 4 топливовоздушная смесь под давлением поступает в ряды парных радиальных сопел 3. При соударении топливовоздушных струй 9, вытекающих под углом друг к другу, в плоскости перпендикулярной плоскости угла соударения образуется пленка топливовоздушной смеси в виде эллипса (фиг. 3), которая воспламеняется. Размеры эллипса зависят от угла соударения и диаметра топливовоздушных струй 9 (фиг. 3), вытекающих из радиальных сопел 3. Пленка в виде эллипса, образованная соударением топливовоздушных струй 9, очень быстро и эффективно, в отличие от плоской (щелевой) струи, перемешивается с потоком и создает оптимальные условия для горения и стабилизации пламени. Это происходит в связи с тем, что эллиптическая пленка нестабильна и имеет значительные колебания в плоскостях угла соударения и перпендикулярной ему. Стабилизация пламени в форсажной камере сгорания ТРД осуществляется газодинамическим способом, без применения механических стабилизаторов пламени, причем в качестве газодинамических стабилизаторов применяются соударяющиеся топливовоздушные струи 9 с расположением осей каждой пары соударяющихся топливовоздушных струй в плоскости, проходящей через ось двигателя. Эллиптическая пленка, образованная соударением топливовоздушных соударяющихся струй 9, имеет достаточное аэродинамическое сопротивления для создания устойчивых зон обратных токов, которые необходимы для стабилизации пламени. В отличие от плоских (щелевых) газодинамических стабилизаторов, эллиптическая пленка, образованная соударяющимися топливовоздушными струями 9, быстро распадается и смешивается с потоком для создания устойчивого горения.During the operation of a turbojet engine, air from the external or internal circuit of the engine entering the
При прекращении подачи топливовоздушной смеси в радиальные сопла 3, работа форсажной камеры сгорания прекращается, аэродинамическое сопротивление в тракте двигателя уменьшается и инфракрасное излучение становится минимальным.When the supply of air-fuel mixture to the
Claims (3)
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2017146542A RU2680781C1 (en) | 2017-12-27 | 2017-12-27 | Turbojet engine afterburner combustion chamber combustion zone stabilization method and the turbojet engine afterburner combustion chamber |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2017146542A RU2680781C1 (en) | 2017-12-27 | 2017-12-27 | Turbojet engine afterburner combustion chamber combustion zone stabilization method and the turbojet engine afterburner combustion chamber |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2680781C1 true RU2680781C1 (en) | 2019-02-26 |
Family
ID=65479400
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2017146542A RU2680781C1 (en) | 2017-12-27 | 2017-12-27 | Turbojet engine afterburner combustion chamber combustion zone stabilization method and the turbojet engine afterburner combustion chamber |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2680781C1 (en) |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN110043922A (en) * | 2019-04-24 | 2019-07-23 | 北京航空航天大学 | A kind of micro gas turbine engine and its reverse-flow can type combustor assembly |
Citations (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US4044555A (en) * | 1958-09-30 | 1977-08-30 | Hayes International Corporation | Rear section of jet power plant installations |
| JPH07190367A (en) * | 1993-12-28 | 1995-07-28 | Hitachi Ltd | Fuel nozzle for combustion of gaseous fuel |
| RU2241136C1 (en) * | 2003-03-19 | 2004-11-27 | Государственное унитарное предприятие Тушинское машиностроительное конструкторское бюро "Союз" | Exhaust unit |
| RU2300655C1 (en) * | 2005-12-15 | 2007-06-10 | Открытое акционерное общество Авиамоторный научно-технический комплекс "Союз" | Turbojet engine reheat unit |
| RU2403422C1 (en) * | 2009-03-02 | 2010-11-10 | Государственное образовательное учреждение высшего профессионального образования "Уфимский государственный авиационный технический университет" | Device and method (versions) to stabilise flame in turbojet engine afterburner chamber |
| RU165003U1 (en) * | 2015-12-25 | 2016-09-27 | Открытое акционерное общество "Научно-производственное объединение "Сатурн" | DEVICE FOR STABILIZING A FLAME IN AN AFTER CHAMBER OF A TURBO-REACTIVE ENGINE |
-
2017
- 2017-12-27 RU RU2017146542A patent/RU2680781C1/en not_active IP Right Cessation
Patent Citations (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US4044555A (en) * | 1958-09-30 | 1977-08-30 | Hayes International Corporation | Rear section of jet power plant installations |
| JPH07190367A (en) * | 1993-12-28 | 1995-07-28 | Hitachi Ltd | Fuel nozzle for combustion of gaseous fuel |
| RU2241136C1 (en) * | 2003-03-19 | 2004-11-27 | Государственное унитарное предприятие Тушинское машиностроительное конструкторское бюро "Союз" | Exhaust unit |
| RU2300655C1 (en) * | 2005-12-15 | 2007-06-10 | Открытое акционерное общество Авиамоторный научно-технический комплекс "Союз" | Turbojet engine reheat unit |
| RU2403422C1 (en) * | 2009-03-02 | 2010-11-10 | Государственное образовательное учреждение высшего профессионального образования "Уфимский государственный авиационный технический университет" | Device and method (versions) to stabilise flame in turbojet engine afterburner chamber |
| RU165003U1 (en) * | 2015-12-25 | 2016-09-27 | Открытое акционерное общество "Научно-производственное объединение "Сатурн" | DEVICE FOR STABILIZING A FLAME IN AN AFTER CHAMBER OF A TURBO-REACTIVE ENGINE |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN110043922A (en) * | 2019-04-24 | 2019-07-23 | 北京航空航天大学 | A kind of micro gas turbine engine and its reverse-flow can type combustor assembly |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| JP4555654B2 (en) | Two-stage pulse detonation system | |
| US10208956B2 (en) | Combustor for gas turbine engine | |
| CN109028151B (en) | Multi-chamber rotary detonation combustor | |
| CN109458271B (en) | A kind of rotation detonation engine air intake duct and jet pipe integrated design method | |
| CN109539310B (en) | Integrated afterburner adopting adjustable preheating rectifying support plate | |
| US10788209B2 (en) | Combustor for gas turbine engine | |
| RU2004125487A (en) | EJECTIVE AIR-REACTIVE ENGINE | |
| US10955140B2 (en) | Combustor for gas turbine engine | |
| CA2845164C (en) | Combustor for gas turbine engine | |
| US20200149743A1 (en) | Rotating detonation combustor with thermal features | |
| CN108870441B (en) | Afterburner adopting circular arc fan-shaped nozzle and concave cavity structure | |
| CN108758625B (en) | A kind of oil-poor direct-injection air atomizer spray nozzle of fuel oil grazing incidence film forming | |
| RU2680781C1 (en) | Turbojet engine afterburner combustion chamber combustion zone stabilization method and the turbojet engine afterburner combustion chamber | |
| US20150107256A1 (en) | Combustor for gas turbine engine | |
| US3000183A (en) | Spiral annular combustion chamber | |
| RU2784569C1 (en) | Afterburner combustion chamber of a dual-circuit turbojet engine and method for its operation | |
| CN113137637A (en) | Variable-area rotary detonation combustion chamber tail nozzle | |
| RU2585160C1 (en) | Edward soloviev ramjet engine | |
| US3210928A (en) | Fuel cooled combustor assembly | |
| EA036037B1 (en) | Two-staged combustion chamber | |
| RU2760340C1 (en) | Prechamber pulsating jet engine | |
| US12104793B2 (en) | Fuel injection device for a turbojet engine afterburner | |
| RU2827400C1 (en) | Device for formation of fuel-air mixture in combustion chamber of ramjet engine | |
| CN114877377A (en) | Outer ring detonation combustion chamber | |
| CN114987740A (en) | Vector propulsion device based on rotary detonation combustion technology |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20201228 |