RU527933C - Горелочное устройство камеры сгорания газотурбинного двигателя - Google Patents

Горелочное устройство камеры сгорания газотурбинного двигателя Download PDF

Info

Publication number
RU527933C
RU527933C SU2122111A RU527933C RU 527933 C RU527933 C RU 527933C SU 2122111 A SU2122111 A SU 2122111A RU 527933 C RU527933 C RU 527933C
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
gas
burner
turbine engine
fuel
combustion chamber
Prior art date
Application number
Other languages
English (en)
Inventor
Н.В. Ветчинкин
Е.А. Кельшман
В.Г. Манцевич
Э.А. Петрунин
Б.М. Чудук
Original Assignee
АМНТК "Союз"
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by АМНТК "Союз" filed Critical АМНТК "Союз"
Priority to SU2122111 priority Critical patent/RU527933C/ru
Application granted granted Critical
Publication of RU527933C publication Critical patent/RU527933C/ru

Links

Images

Landscapes

  • Plasma Technology (AREA)

Description

Изобретение относится к камерам сгорания газотурбинных двигателей, и, в частности, к горелочным устройствам камер сгорания авиационных двигателей.
Известны горелочные устройства камер сгорания газотурбинных двигателей, содержащие закрытую с торца вихревую камеру с топливной форсункой и последовательно расположенными на боковой стенке радиальными завихрителями.
Однако известные горелочные устройства ненадежно работают в высотных условиях.
Целью изобретения является интенсификация процесса горения и расширения диапазона устойчивой работы горелочного устройства.
Это достигается тем, что на торце вихревой камеры установлен воспламенитель, соединенный с камерой соплом и выполненный в виде разделенных изолирующей проставкой катода и анода, последний из которых служит боковой стенкой воспламенителя и снабжен тангенциальными отверстиями для подвода воздуха и топлива.
На чертеже схематично изображено горелочное устройство, продольный разрез.
Горелочное устройство содержит вихревую камеру 1 с торцевой стенкой 2 и двумя последовательно расположенными на боковой стенке радиальными завихрителями 3 и 4. Завихритель 3 выполнен в виде улитки со входным отверстием, форсункой 5 и равномерно расположенными по окружности лопатками 6. Завихритель 4 имеет лопатки 7, установленные противоположно относительно лопаток 6 и обеспечивающие закрутку воздуха в обратном направлении.
По оси вихревой камеры 1 на стенке 2 расположены воспламенитель 8, выполненный в виде разделенных изолирующей проставкой 9 катода 10 и анода 11. Причем, анод 11 служит боковой стенкой воспламенителя и снабжен тангенциальными отверстиями 12 для подвода воздуха и 13 для дополнительной подачи топлива. Воспламенитель 8 соединен с камерой 1 соплом 14.
При работе горелочного устройства первичный воздух поступает из завихрителей 3 и 4 внутрь вихревой камеры 1. В завихритель 3 поступает также топливо через форсунку 5. Распыливание топлива происходит на границе раздела двух потоков, вращающихся в противоположных направлениях. При запуске воспламенителя 8 между катодом 10 и анодом 11 образуется электрический разряд, который создает воздушную плазменную струю, нагретую до высокой температуры. Через отверстия 12 и 13 в аноде поступают соответственно воздух и топливо при коэффициенте избытка воздуха меньшем 1.
Продукты неполного сгорания, вытекая через сопло 14 из воспламенителя 8, поджигают основную смесь в вихревой камере 1, которая затем полностью сгорает в жаровой трубе (на чертеже не показана). Тангенциальная подача воздуха и топлива через отверстия 12 и 13 обеспечивает стабилизацию разряда.

Claims (1)

  1. ГОРЕЛОЧНОЕ УСТРОЙСТВО КАМЕРЫ СГОРАНИЯ ГАЗОТУРБИННОГО ДВИГАТЕЛЯ, содержащее закрытую с торца вихревую камеру с топливной форсункой и последовательно расположенными на боковой стенке радиальными завихрителями, отличающееся тем, что, с целью интенсификации процесса горения и расширения диапазона устойчивости работы, на торце вихревой камеры установлен воспламенитель, соединенный с камерой соплом, выполненный в виде разделенных изолирующей проставкой катода и анода, последний из которых служит боковой стенкой воспламенителя и снабжен тангенциальными отверстиями для подвода воздуха и топлива.
SU2122111 1975-04-08 1975-04-08 Горелочное устройство камеры сгорания газотурбинного двигателя RU527933C (ru)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
SU2122111 RU527933C (ru) 1975-04-08 1975-04-08 Горелочное устройство камеры сгорания газотурбинного двигателя

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
SU2122111 RU527933C (ru) 1975-04-08 1975-04-08 Горелочное устройство камеры сгорания газотурбинного двигателя

Publications (1)

Publication Number Publication Date
RU527933C true RU527933C (ru) 1995-02-09

Family

ID=30439776

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
SU2122111 RU527933C (ru) 1975-04-08 1975-04-08 Горелочное устройство камеры сгорания газотурбинного двигателя

Country Status (1)

Country Link
RU (1) RU527933C (ru)

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2468295C2 (ru) * 2008-05-23 2012-11-27 Кавасаки Дзюкогио Кабусики Кайся Устройство сгорания и способ управления устройством сгорания

Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2468295C2 (ru) * 2008-05-23 2012-11-27 Кавасаки Дзюкогио Кабусики Кайся Устройство сгорания и способ управления устройством сгорания
US8555650B2 (en) 2008-05-23 2013-10-15 Kawasaki Jukogyo Kabushiki Kaisha Combustion device for annular injection of a premixed gas and method for controlling the combustion device

Similar Documents

Publication Publication Date Title
US2638745A (en) Gas turbine combustor having tangential air inlets for primary and secondary air
US2517015A (en) Combustion chamber with shielded fuel nozzle
US2475911A (en) Combustion apparatus
GB1427146A (en) Combustion apparatus for gas turbine engines
GB1136543A (en) Liquid fuel combustion apparatus for gas turbine engines
US2579614A (en) Combustion chamber with rotating fuel and air stream surrounding a flame core
US2958196A (en) Flame igniter for gas turbine combustor
GB1522826A (en) Gas turbine engine afterburner flameholders
GB660775A (en) An improved combustion and ignition apparatus for a gas turbine engine
US3650106A (en) Combustion chamber for gas turbine
US3693354A (en) Aircraft engine fan duct burner system
EP4019838B1 (en) Torch ignitor sytem for a combustor of a gas turbine engine and method of operating the same
US3007310A (en) Combustion chamber with vorticity of the combustible mixture
US2548087A (en) Vaporizer system for combustion chambers
US2865441A (en) Igniters for gas turbine engines, combustion heaters, thermal de-icing plants and the like
US2982099A (en) Fuel injection arrangement in combustion equipment for gas turbine engines
GB1180929A (en) Combustion Apparatus, for example for Gas Turbines.
US2782597A (en) Combustion chamber having improved air inlet means
US2760340A (en) Igniter and combustion apparatus
RU527933C (ru) Горелочное устройство камеры сгорания газотурбинного двигателя
US2944399A (en) Afterburner combustion means
US3260301A (en) Igniter
US2873798A (en) Burner apparatus
GB1397296A (en) Combustion apparatus especially for gas turbine engines
US2932347A (en) Burner apparatus