RU2810187C1 - Flame stabilizer of afterburner of gas turbine engine - Google Patents
Flame stabilizer of afterburner of gas turbine engine Download PDFInfo
- Publication number
- RU2810187C1 RU2810187C1 RU2023105550A RU2023105550A RU2810187C1 RU 2810187 C1 RU2810187 C1 RU 2810187C1 RU 2023105550 A RU2023105550 A RU 2023105550A RU 2023105550 A RU2023105550 A RU 2023105550A RU 2810187 C1 RU2810187 C1 RU 2810187C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- stabilizer
- carburetors
- gas turbine
- afterburner
- ring
- Prior art date
Links
- 239000003381 stabilizer Substances 0.000 title claims abstract description 44
- 238000005266 casting Methods 0.000 claims abstract description 9
- 230000004927 fusion Effects 0.000 claims abstract description 5
- 239000000463 material Substances 0.000 claims abstract description 5
- 238000002844 melting Methods 0.000 abstract description 4
- 230000008018 melting Effects 0.000 abstract description 4
- 239000000126 substance Substances 0.000 abstract 1
- 238000002485 combustion reaction Methods 0.000 description 2
- 238000010586 diagram Methods 0.000 description 2
- 230000006641 stabilisation Effects 0.000 description 2
- 238000011105 stabilization Methods 0.000 description 2
- 230000015572 biosynthetic process Effects 0.000 description 1
- 239000000446 fuel Substances 0.000 description 1
- 238000002955 isolation Methods 0.000 description 1
- 238000000034 method Methods 0.000 description 1
- 238000003466 welding Methods 0.000 description 1
Abstract
Description
Изобретение относится к области авиационных газотурбинных двигателей, в частности к форсажным камерам для турбореактивных двигателей, в том числе к стабилизаторам пламени, изготавливаемых методом литья или методом селективного лазерного сплавления.The invention relates to the field of aviation gas turbine engines, in particular to afterburners for turbojet engines, including flame stabilizers manufactured by casting or selective laser melting.
Известна конструкция стабилизатора пламени, используемого в форсажной камере газотурбинного двигателя (А.А. Иноземцев, В.Л. Сандрацкий «Газотурбинные двигатели», ОАО «Авиадвигатель», г. Пермь, 2006, стр. 356-360), в котором карбюратор и стабилизатор являются одной деталью.The design of a flame stabilizer used in the afterburner chamber of a gas turbine engine is known (A.A. Inozemtsev, V.L. Sandratsky “Gas Turbine Engines”, JSC “Aviadvigatel”, Perm, 2006, pp. 356-360), in which the carburetor and stabilizer are one piece.
Недостатком такой конструкции является то, что она не рассчитана на работу в составе двигателя 5 поколения, так как не обеспечивает температурную развязку между карбюратором и стабилизатором, что приводит к образованию трещин и нарушению работы форсажной камеры.The disadvantage of this design is that it is not designed to work as part of a 5th generation engine, since it does not provide temperature isolation between the carburetor and the stabilizer, which leads to the formation of cracks and disruption of the afterburner chamber.
Цель изобретения - обеспечить компенсацию температурных расширений (температурную развязку) между стабилизатором и карбюраторами, возможность замены карбюраторов без замены стабилизатора для обеспечения ремонтопригодности, а также обеспечение легкого ремонта форсажной камеры (фронтового устройства) путем быстрой замены стабилизатора.The purpose of the invention is to provide compensation for temperature expansions (temperature decoupling) between the stabilizer and carburetors, the ability to replace carburetors without replacing the stabilizer to ensure maintainability, as well as to ensure easy repair of the afterburner (front device) by quickly replacing the stabilizer.
С целью повышения прочности и достижения заданного ресурса предлагается конструкция сборного стабилизатора пламени, состоящего из стабилизатора, радиального и кольцевого карбюраторов, выполненных методом литья или селективного лазерного сплавления, отличительной особенностью которого является конструкция и способ сборки, обеспечивающий компенсацию температурных расширений между стабилизатором и карбюраторами.In order to increase strength and achieve a given resource, a design of a prefabricated flame stabilizer is proposed, consisting of a stabilizer, radial and ring carburetors, made by casting or selective laser melting, the distinctive feature of which is the design and assembly method, which provides compensation for temperature expansion between the stabilizer and carburetors.
Указанная цель изобретения достигается тем, что стабилизатор пламени форсажной камеры газотурбинного двигателя содержит стабилизаторы, выполненные Т-образной формы, которые впоследствии собираются в кольцо, радиальный и кольцевой карбюраторы, изготовленные методом литья или селективного лазерного сплавления. Карбюраторы закреплены в двух точках, при этом в области воздухозаборников неподвижно, а вторая точка крепления к стабилизатору выполнена плавающей для компенсации разницы температурных расширений материалов посредством выполнения в стабилизаторе овальных отверстий и крепления карбюраторов в них с помощью пальцев, неподвижно закрепленных на карбюраторах, и колец, закрепленных на пальцах, но не имеющих точек крепления к стабилизатору.This purpose of the invention is achieved by the fact that the flame stabilizer of the afterburner chamber of a gas turbine engine contains stabilizers made in a T-shape, which are subsequently assembled into a ring, radial and ring carburetors made by casting or selective laser fusion. The carburetors are fixed at two points, while in the area of the air intakes they are stationary, and the second point of attachment to the stabilizer is made floating to compensate for the difference in temperature expansion of materials by making oval holes in the stabilizer and fastening the carburetors in them using fingers fixedly fixed to the carburetors and rings, attached to the fingers, but without attachment points to the stabilizer.
Фиг. 1 - общий вид спереди стабилизатораFig. 1 - general front view of the stabilizer
Фиг. 2 - общий вид сзади стабилизатораFig. 2 - general view of the rear stabilizer
Фиг. 3 - разрез места крепления карбюраторовFig. 3 - section of the carburetor mounting location
Фиг. 4 - место крепления карбюраторовFig. 4 - carburetor mounting location
Фиг. 5 - схема расположения стабилизаторов в форсажной камере, Fig. 5 - layout diagram of stabilizers in the afterburner chamber,
На чертежахOn the drawings
1. стабилизатор Т-образной формы1. T-shape stabilizer
2. радиальный карбюратор2. radial carburetor
3. кольцевой карбюратор3. ring carburetor
4. воздухозаборник4. air intake
5. палец5. finger
6. кольцо.6. ring.
Стабилизатор изображен на фиг. 1,2 и состоит из стабилизатора 1 Т-образной формы, изготовленного методом литья или селективного лазерного сплавления, карбюраторов: радиального 2 и кольцевого 3, также изготовленных методом литья или селективного лазерного сплавления, пальцев 5 и колец 6.The stabilizer is shown in Fig. 1.2 and consists of a T-shaped stabilizer 1, made by casting or selective laser fusion, carburetors: radial 2 and ring 3, also made by casting or selective laser fusion, fingers 5 and rings 6.
Карбюраторы 2 и 3 крепятся с одной стороны к стабилизатору 1 жестко заклепками со стороны воздухозаборников 4 и с другой стороны - при помощи пальцев 5 и колец 6, при этом это соединение является плавающим для компенсации температурных напряжений, возникающих в материале во время работы двигателя. Пальцы 5 крепятся к карбюраторам 2 и 3 при помощи сварки.Carburetors 2 and 3 are attached on one side to the stabilizer 1 rigidly with rivets from the side of the air intakes 4 and on the other side - using pins 5 and rings 6, while this connection is floating to compensate for the temperature stresses that arise in the material during engine operation. Pins 5 are attached to carburetors 2 and 3 by welding.
На фиг. 3 представлен разрез стабилизатора в месте крепления, где показаны палец 5 и кольцо 6, это же место крупно представлено на фиг. 4. На фиг. 3,4 видно отверстие в стабилизаторе, которое выполнено овальным для возможности перемещения пальца 5, что компенсирует различные температурные перемещения материалов, из которых выполнены стабилизатор 1 и карбюраторы 2 и 3, так как в процессе работы они нагреваются до разных температур.In fig. Figure 3 shows a cross-section of the stabilizer at the attachment point, where pin 5 and ring 6 are shown; the same place is shown large in Fig. 4. In FIG. 3.4 you can see the hole in the stabilizer, which is made oval to allow movement of the finger 5, which compensates for the different temperature movements of the materials from which the stabilizer 1 and carburetors 2 and 3 are made, since during operation they heat up to different temperatures.
Стабилизаторы пламени (в сборе) установлены в форсажную камеру по схеме, представленной на фиг. 5 таким образом, что кольцевые части стабилизаторов составляют кольцо, образуют собой систему стабилизации пламени. В системе стабилизации пламени форсажной камеры газотурбинного двигателя фронтового устройства создается зона обратных токов, что обеспечивает полноту сгорания топлива, надежный запуск и устойчивость работы форсажной камеры в широком диапазоне режимов.Flame stabilizers (assembled) are installed in the afterburner according to the diagram shown in Fig. 5 in such a way that the annular parts of the stabilizers form a ring and form a flame stabilization system. In the flame stabilization system of the afterburner of the gas turbine engine of the front unit, a zone of reverse currents is created, which ensures complete fuel combustion, reliable starting and stable operation of the afterburner in a wide range of modes.
К преимуществам предлагаемой конструкции относятся:The advantages of the proposed design include:
1. Малый объем обработки деталей, так как заготовка, выращенная методом селективного лазерного сплавления, или отливка практически представляют собой готовую деталь;1. Small volume of parts processing, since a workpiece grown by selective laser melting or a casting practically represents a finished part;
2. Компенсация температурных напряжений между стабилизатором и карбюраторами.2. Compensation of temperature stresses between the stabilizer and carburetors.
Стабилизатор пламени форсажной камеры газотурбинного двигателя применяется в конструкции авиационных газотурбинных двигателей с форсажной камерой сгорания.The gas turbine engine afterburner flame stabilizer is used in the design of aircraft gas turbine engines with an afterburner combustion chamber.
Claims (1)
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2810187C1 true RU2810187C1 (en) | 2023-12-22 |
Family
ID=
Citations (4)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US4592200A (en) * | 1983-09-07 | 1986-06-03 | Societe Nationale D'etude Et De Construction De Moteurs D'aviation - S.N.E.C.M.A. | Turbo-jet engine afterburner system |
RU2366823C1 (en) * | 2008-02-29 | 2009-09-10 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Московское машиностроительное производственное предприятие "САЛЮТ" (ФГУП "ММПП "САЛЮТ") | Afterburner of bypass gas turbine mixed-flow enginet (versions) |
RU2614268C1 (en) * | 2015-11-11 | 2017-03-24 | Акционерное общество "Научно-производственный центр газотурбостроения "Салют" (АО "НПЦ газотурбостроения "Салют") | Fuel feed unit to the bypass turbojet engine afterburner |
RU2781459C1 (en) * | 2022-01-18 | 2022-10-12 | Публичное акционерное общество "ОДК - Уфимское моторостроительное производственное объединение" (ПАО "ОДК-УМПО") | Ring stabilizer of the afterburner of aircraft engine |
Patent Citations (4)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US4592200A (en) * | 1983-09-07 | 1986-06-03 | Societe Nationale D'etude Et De Construction De Moteurs D'aviation - S.N.E.C.M.A. | Turbo-jet engine afterburner system |
RU2366823C1 (en) * | 2008-02-29 | 2009-09-10 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Московское машиностроительное производственное предприятие "САЛЮТ" (ФГУП "ММПП "САЛЮТ") | Afterburner of bypass gas turbine mixed-flow enginet (versions) |
RU2614268C1 (en) * | 2015-11-11 | 2017-03-24 | Акционерное общество "Научно-производственный центр газотурбостроения "Салют" (АО "НПЦ газотурбостроения "Салют") | Fuel feed unit to the bypass turbojet engine afterburner |
RU2781459C1 (en) * | 2022-01-18 | 2022-10-12 | Публичное акционерное общество "ОДК - Уфимское моторостроительное производственное объединение" (ПАО "ОДК-УМПО") | Ring stabilizer of the afterburner of aircraft engine |
Non-Patent Citations (1)
Title |
---|
А.А. ИНОЗЕМЦЕВ, В.Л. САНДРАЦКИЙ, "Газотурбинные двигатели", ОАО "Авиадвигатель", г. Пермь, 2006, стр. 356-361, рис. 7.5.3.4). * |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
US5333443A (en) | Seal assembly | |
US6286317B1 (en) | Cooling nugget for a liner of a gas turbine engine combustor having trapped vortex cavity | |
CA1319515C (en) | Gas-cooled flameholder assembly | |
US9534783B2 (en) | Insert adjacent to a heat shield element for a gas turbine engine combustor | |
US5197289A (en) | Double dome combustor | |
US7506514B2 (en) | Augmentor fuel conduit bushing | |
US8863528B2 (en) | Ceramic combustor can for a gas turbine engine | |
US20140190171A1 (en) | Combustors with hybrid walled liners | |
EP1172611A1 (en) | Gas turbine combustor having dome-to-line joint | |
US20040200223A1 (en) | Multi-axial pivoting combustor liner in gas turbine engine | |
US20180112875A1 (en) | Combustor assembly with air shield for a radial fuel injector | |
JPH01244120A (en) | Gas turbine engine | |
US7565804B1 (en) | Flameholder fuel shield | |
US10928067B2 (en) | Double skin combustor | |
JP2004093125A (en) | Method and device for operating gas turbine engine | |
US7581398B2 (en) | Purged flameholder fuel shield | |
RU2810187C1 (en) | Flame stabilizer of afterburner of gas turbine engine | |
US6912782B2 (en) | Forming and assembly method for multi-axial pivoting combustor liner in gas turbine engine | |
US20030005705A1 (en) | Industrial gas turbine multi-axial thermal isolator | |
US4185458A (en) | Turbofan augmentor flameholder | |
US4815283A (en) | Afterburner flameholder construction | |
RU2682220C1 (en) | Bypass turbofan engine afterburner combustion chamber | |
US6886343B2 (en) | Methods and apparatus for controlling engine clearance closures | |
US20200158344A1 (en) | Ring assembly for double-skin combustor liner | |
JP2001304550A (en) | Method and apparatus for reducing thermal stress in augmenter |