RU33617U1 - Форсажная камера сгорания газотурбинного двигателя - Google Patents
Форсажная камера сгорания газотурбинного двигателяInfo
- Publication number
- RU33617U1 RU33617U1 RU2003116707/20U RU2003116707U RU33617U1 RU 33617 U1 RU33617 U1 RU 33617U1 RU 2003116707/20 U RU2003116707/20 U RU 2003116707/20U RU 2003116707 U RU2003116707 U RU 2003116707U RU 33617 U1 RU33617 U1 RU 33617U1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- diffuser
- gas turbine
- combustion chamber
- turbine engine
- afterburner
- Prior art date
Links
Landscapes
- Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
Description
г 02 К. 3/10
Форсажная камера сгорания газотурбинного двигателя.
Полезная модель относится к области авиадвигателестроения, в частности к форсажным камерам сгорания газотурбинных двигателей.
Известна форсажная камера сгорания газотурбинного двигателя, содержащая диффузор, образованный затурбинным обтекателем и экраном охлаждения, и фронтовое устройство (1).
Недостатком известной камеры является наличие высоких потерь полного давления из-за отрыва потока от стенок диффузора.
Задачей, на решение которой направлено заявленное решение, является снижение потерь полного давления, за счет организации безотрьшного течения вдоль поверхности диффузора.
Технический результат достигается тем, что в форсажной камере сгорания газотурбинного двигателя, содержащей диффузор, образованный затурбинным обтекателем и экраном охлаждения, и фронтовое устройство, экран охлаждения вьшолнен в продольном сечении в виде сопряженных между собой двух дуг окружностей с направлеными в разные стороны выпуклостями, причем осевое расстояние от начала диффузора до места сопряжения двух дуг окружностей составляет 0,6 - 0,9 длины диффузора.
Кроме того, выходная часть затурбинного обтекателя в продольном сечении вьшолнена в виде дуги окружности с выпуклостью относительно продольной оси двигателя.
Признаки, отличающие заявленное устройство от известного (1), характеризуют вьшолнение экрана охлаждения в продольном сечении в виде сопряженных между собой двух дуг окружностей с направлеными в разные стороны выпуклостями, причем осевое расстояние от начала диффузора до места сопряжения двух дуг окружностей составляет
0,6 - 0,9 длины диффузора, а также вьшолнение выходной части затурбинного обтекателя в продольном сечении в виде д)ти окружности с вьшуклостью относительно продольной двигателя, и позволяют значительно снизить потери полного давления.
На чертеже представлен продольный разрез форсажной камеры сгорания газотурбинного двигателя.
Форсажная камера сгорания содержит корпус 1, установленные в нем затурбинный обтекатель 2, смеситель 3, кольцевой экран 4 охлаждения, расположенный с зазором относительно корпуса 1 и фронтовое устройство 5. Экран 4 вместе с обтекателем 2 образуют диффузор 6. Экран 4 в продольном сечении вьшолнен в виде сопряженных между собой двух дуг 7 и 8 окружностей с направленными в разные стороны вьшуклостями. Выходная часть 9 обтекателя 2 в продольном сечении также вьшолнена в виде дуги окружности.
При работе форсажной камеры потоки внутреннего и наружного контуров двигателя, протекая по соответствующим каналам смесителя 3, поступают в диффузор 6, где смешиваются и замедляются до скорости, приемлемой для обеспечения процесса горения за фронтовым устройством 5.
При этом величина потерь полного давления в диффузорном канале зависит от соотношения долей потерь на трение на начальном участке диффузора 6 и потерь, обусловленных отрывом потока от стенок выходной части диффузора 6.
Экспериментально установлено, что оптимальное расстояние от начала 10 диффузора 6 до места сопряжения 11 дуг 6 и 7, с точки зрения обеспечения минимального уровня потерь полного давления в диффузоре 6, составляет 0,6 - 0,9 длины диффузора.
Заявленное устройство позволяет, в сравнении с форсажной камерой с диффузорным каналом с прямыми образующими, снизить потери полного давления на 12%. (56). 1. Патент США № 3485045, НКИ 60-39.72,1969 г.
Claims (2)
1. Форсажная камера сгорания газотурбинного двигателя, содержащая диффузор, образованный затрубным обтекателем и экраном охлаждения, и фронтовое устройство, отличающаяся тем, что экран охлаждения выполнен в продольном сечении в виде сопряженных между собой двух дуг окружностей с направленными в разные стороны выпуклостями, при этом осевое расстояние от начала диффузора до места сопряжения двух дуг окружностей составляет 0,6-0,9 длины диффузора.
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2003116707/20U RU33617U1 (ru) | 2003-06-09 | 2003-06-09 | Форсажная камера сгорания газотурбинного двигателя |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2003116707/20U RU33617U1 (ru) | 2003-06-09 | 2003-06-09 | Форсажная камера сгорания газотурбинного двигателя |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU33617U1 true RU33617U1 (ru) | 2003-10-27 |
Family
ID=48234745
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2003116707/20U RU33617U1 (ru) | 2003-06-09 | 2003-06-09 | Форсажная камера сгорания газотурбинного двигателя |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU33617U1 (ru) |
-
2003
- 2003-06-09 RU RU2003116707/20U patent/RU33617U1/ru active Protection Beyond IP Right Term
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
US7380397B2 (en) | Automobile exhaust pipe assembly | |
US2475911A (en) | Combustion apparatus | |
WO2003071117A8 (en) | Ejector based engines | |
EP2927458A1 (en) | Pre-chamber with flow transfer passages | |
CN102155331A (zh) | 一种基于爆震燃烧的涡轮冲压组合发动机 | |
AU2005257757A1 (en) | Gas flow enhancer for combustion engines | |
CN102619643B (zh) | 一种脉冲爆震发动机射流点火装置 | |
RU2008119350A (ru) | Способ и устройство для ускорения охлаждения турбинных двигателей | |
KR101314900B1 (ko) | 흡기효율을 향상시킬 수 있는 차량의 흡기계통의 다중유로 흡기 덕트 장치 | |
US3820324A (en) | Flame tubes for gas turbine engines | |
RU2004121800A (ru) | Устройство для снижения шума реактивной струи газотурбинного двигателя и сопло газотурбинного двигателя | |
US20210190320A1 (en) | Turbine engine assembly including a rotating detonation combustor | |
CN110160083B (zh) | 气-气混合稳焰装置 | |
CN113819491A (zh) | 一种旋转爆震燃烧室防回传进气结构 | |
CA2474107A1 (en) | Flow guiding structure for an internal combustion engine | |
CN102619644A (zh) | 一种减小吸气式脉冲爆震进气道反压的结构 | |
RU33617U1 (ru) | Форсажная камера сгорания газотурбинного двигателя | |
CN205190059U (zh) | 组合式火箭发动机 | |
CN202039972U (zh) | 一种基于爆震燃烧的涡轮冲压组合发动机 | |
CA2394694A1 (en) | Pilot nozzle of gas turbine combustor | |
EP1473519A3 (en) | Augmentor | |
RU165003U1 (ru) | Устройство для стабилизации пламени в форсажной камере турбореактивного двигателя | |
CN102606343B (zh) | 一种脉冲爆震发动机爆震室 | |
US20180179950A1 (en) | Turbine engine assembly including a rotating detonation combustor | |
CN202578944U (zh) | 一种减小吸气式脉冲爆震进气道反压的装置 |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
PC1K | Assignment of utility model |
Effective date: 20080507 |
|
ND1K | Extending utility model patent duration |
Extension date: 20160609 |
|
PC11 | Official registration of the transfer of exclusive right |
Effective date: 20130729 |