Фронтовое устройство форсажной камеры со стабилизатором пламени изменяемой геометрии

Авторы патента:

F02K3/10 - с помощью форсажных камер (F02K 3/105 имеет преимущество)

Владельцы патента RU 2472027:

Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего профессионального образования Уфимский государственный авиационный технический университет (RU)

Фронтовое устройство форсажной камеры газотурбинного двигателя содержит радиальные охлаждаемые створки. Охлаждаемые створки имеют аэродинамически обтекаемые профильные части, размещенные непосредственно в потоке и имеют возможность поворота вокруг своей оси. При синхронном повороте в противоположные стороны на некоторый угол и смыкании пары соседних радиальных охлаждаемых створок образуется плохообтекаемое тело в виде V-образного стабилизатора. Аэродинамически обтекаемые профильные части, размещенные непосредственно в потоке, плавно переходят в цилиндрические оси, закрепленные в корпусе фронтового устройства. Поворотное устройство в виде вращающегося кольца расположено снаружи форсажной камеры и имеет возможность обдува окружающим воздухом в полете. Внутри радиальных охлаждаемых створок выполнены различные внутренние полости и радиальные каналы. Внутренние полости связаны с проточной частью отверстиями для охлаждения, расположенными на внутренней поверхности V-образного стабилизатора. Радиальные каналы связаны с проточной частью форсунками для впрыска форсажного топлива, расположенными с наружной поверхности V-образного стабилизатора под некоторым углом к потоку. Изобретение позволяет уменьшить потери полного давления в форсажной камере авиационного газотурбинного двигателя на бесфорсажных режимах. 2 ил.

Изобретение относится к области газотурбинных двигателей с форсажными камерами сгорания, в частности к фронтовым устройствам форсажных камер сгорания.

В настоящее время для стабилизации процесса горения в форсажных камерах газотурбинных двигателей применяются системы стабилизации, представляющие собой комбинацию плохо обтекаемых тел, образующих вихревые зоны обратных токов. Данные зоны создают дополнительное гидравлическое сопротивление на всех режимах работы двигателя.

Известна форсажная камера газотурбинного двигателя, которая содержит установленные в корпусе фронтовое устройство и кольцевой стабилизатор пламени. Кольцевой стабилизатор пламени расположен коаксиально вибрационному поглотителю, выполненному в виде обтекателя с перфорацией на нем (патент РФ №2280189, F02K 3/10, опубл. 2006.07.20).

Недостатком такой конструкции являются повышенные гидравлические потери на фронтовом устройстве форсажной камеры на бесфорсажных режимах.

Известна также конструкция фронтового устройства с радиальными стабилизаторами пламени, закрепленными на корпусе форсажной камеры и имеющими систему охлаждения (патент US 6334303, 7 F02K 3/10, опубл. 2002.01.01).

Недостатком данной конструкции является то, что на бесфорсажных режимах работы, когда в стабилизаторах нет необходимости, они создают дополнительное гидравлическое сопротивление, ухудшая тем самым характеристики двигателя.

Известна также конструкция форсажной камеры воздушно-реактивного двигателя, содержащая центральное тело, топливный коллектор с форсунками и выполненные с возможностью перемещения стабилизаторы пламени, при помощи приводного механизма (патент РФ №45162, F02K 3/10, F23R 3/22, опубл. 2005.04.27).

Недостатком такой конструкции является низкий ресурс поворотного устройства и приводного механизма, так как оно расположено в горячей зоне форсажной камеры.

Наиболее близким по технической сущности и достигаемому результату к заявляемому является конструкция дихотомической форсажной камеры, снижающая потери в режиме отсутствия форсажа, содержащая стабилизатор пламени, имеющий множество радиальных кронштейнов, правильно распределенных вокруг оси вращения двигателя, спереди по потоку от форсажной камеры. Каждый кронштейн состоит из фиксированной задней и передней части, отделенной от задней части по плоскости срединного соединения. Передние части кронштейнов опираются на вращающееся кольцо, установленное в наружном контуре форсажной камеры. Устройство привода вызывает поворот вращающегося кольца между первым положением (в режиме отсутствия форсажа) и вторым положением (в режиме форсажа), в котором передние части кронштейнов чередуются с задними частями. В первом положении кронштейны имеют аэродинамический профиль со слабым лобовым сопротивлением и нулевым углом атаки (патент ЕР 0879995, F02K 1/38; F02K 3/10; F23R 3/22, опубл. 1998.11.25).

Недостатком такой конструкции является низкий ресурс поворотного устройства (вращающееся кольцо), так как оно расположено в горячей зоне форсажной камеры (внутри форсажной камеры).

Задача изобретения - уменьшение гидравлических потерь полного давления в форсажной камере сгорания авиационного газотурбинного двигателя на бесфорсажных режимах за счет использования стабилизаторов пламени изменяемой геометрии, с сохранением ресурса поворотного устройства на уровне ресурса фронтового устройства.

Поставленная задача решается тем, что фронтовое устройство форсажной камеры газотурбинного двигателя, содержащее радиальные охлаждаемые створки, имеющие аэродинамически обтекаемые профильные части, размещенные непосредственно в потоке, имеющие возможность поворота вокруг своей оси, плохообтекаемое тело в виде V-образного стабилизатора образуется при синхронном повороте в противоположные стороны на некоторый угол и смыкании пары соседних радиальных охлаждаемых створок, в отличие от прототипа аэродинамически обтекаемые профильные части, размещенные непосредственно в потоке, плавно переходят в цилиндрические оси, закрепленные в корпусе фронтового устройства, а поворотное устройство в виде вращающегося кольца расположено снаружи форсажной камеры и имеет возможность обдува окружающим воздухом в полете, внутри радиальных охлаждаемых створок выполнены различные внутренние полости и радиальные каналы, причем внутренние полости связаны с проточной частью отверстиями для охлаждения, расположенными на внутренней поверхности V-образного стабилизатора, а радиальные каналы связаны с проточной частью форсунками для впрыска форсажного топлива, расположенными с наружной поверхности V-образного стабилизатора под некоторым углом к потоку.

Существо изобретения поясняется чертежами. На чертеже фиг.1 изображен вид фронтового устройства вдоль оси двигателя против потока газов на форсажных (левая половина) и бесфорсажных (правая половина) режимах работы двигателя. На фиг.2 изображена схема положения радиальных охлаждаемых створок в газовом потоке на форсажных (левая половина) и бесфорсажных (правая половина) режимах работы двигателя.

Фронтовое устройство (фиг.1) включает в себя корпус 1, к которому крепятся радиальные охлаждаемые створки 2. Радиальные охлаждаемые створки располагаются попарно и имеют возможность синхронного поворота в противоположные стороны на необходимый угол. Оси вращения 3 парно расположенных радиальных охлаждаемых створок находятся на некотором расстоянии друг от друга. Каждая радиальная охлаждаемая створка имеет аэродинамически обтекаемую профильную часть (фиг.2), размещенную непосредственно в потоке, плавно переходящую в цилиндрическую ось, с помощью которой осуществляется крепление к корпусу и к которой прикладывается крутящий момент (от поворотного устройства расположенного с наружи форсажной камеры), с целью поворота радиальной охлаждаемой створки при изменении режима работы двигателя. В радиальных охлаждаемых створках имеются радиальные каналы 4, сообщающиеся с топливным коллектором, расположенным на корпусе фронтового устройства. В радиальных охлаждаемых створках 2 выполнены форсунки 5 для впрыска форсажного топлива 6 из радиальных каналов 4 в проточный тракт форсажной камеры (фиг.2). С целью охлаждения створок существует возможность в их внутренние полости 7 подавать охлаждающий воздух 8 (например, из-за компрессора двигателя или из-за промежуточной ступени) и выпускать их через отверстия для охлаждения 9 (одновременно охлаждая створки и внося воздух непосредственно в зону горения).

При работе на бесфорсажных режимах аэродинамически обтекаемые профильные части радиальных охлаждаемых створок расположены вдоль потока (фиг.2), не создают за собой вихревые зоны и поэтому имеют минимальное гидравлическое сопротивление.

При работе двигателя на форсажном режиме парно расположенные радиальные охлаждаемые створки синхронно повернуты в противоположные стороны так, что входные кромки их профильных частей сомкнуты и образуют V-образный радиальный стабилизатор (фиг.2), за которым возникает зона обратных токов, служащая для стабилизации процесса горения. В радиальные каналы 4 радиальных охлаждаемых створок 2 подается топливо, которое впрыскивается в проточную часть форсажной камеры через форсунки 5 и сгорает за стабилизатором. В радиальные каналы 7 подается охлаждающий воздух, который выпускается через отверстия для охлаждения 9.

Заявляемое изобретение позволяет уменьшить гидравлические потери полного давления в форсажной камере сгорания авиационного газотурбинного двигателя на бесфорсажных режимах с сохранением ресурса поворотного устройства на уровне ресурса фронтового устройства.

Фронтовое устройство форсажной камеры газотурбинного двигателя, содержащее радиальные охлаждаемые створки, имеющие аэродинамически обтекаемые профильные части, размещенные непосредственно в потоке, имеющие возможность поворота вокруг своей оси, плохообтекаемое тело в виде V-образного стабилизатора образуется при синхронном повороте в противоположные стороны на некоторый угол и смыкании пары соседних радиальных охлаждаемых створок, отличающееся тем, что аэродинамически обтекаемые профильные части, размещенные непосредственно в потоке, плавно переходят в цилиндрические оси, закрепленные в корпусе фронтового устройства, а поворотное устройство в виде вращающегося кольца расположено снаружи форсажной камеры и имеет возможность обдува окружающим воздухом в полете, внутри радиальных охлаждаемых створок выполнены различные внутренние полости и радиальные каналы, причем внутренние полости связаны с проточной частью отверстиями для охлаждения, расположенными на внутренней поверхности V-образного стабилизатора, а радиальные каналы связаны с проточной частью форсунками для впрыска форсажного топлива, расположенными с наружной поверхности V-образного стабилизатора под некоторым углом к потоку.

Изобретение относится к области авиационного двигателестроения. .

Задняя часть турбореактивного двигателя самолета, турбореактивный двигатель и самолет // 2433291

Кронштейн стабилизатора пламени форсажной камеры, вентиляционная камера кронштейна стабилизатора пламени и газотурбинный двигатель // 2410604

Форсажная камера сгорания турбореактивного двухконтурного двигателя // 2406855

Изобретение относится к авиадвигателестроению, а именно к конструкции элементов форсажных камер турбореактивных двухконтурных двигателей (ТРДД). .

Форсажная камера двухконтурного турбореактивного двигателя, двухконтурный турбореактивный двигатель и кронштейн стабилизатора пламени для форсажной камеры // 2406033

Устройство и способ (варианты) для стабилизации пламени в форсажной камере турбореактивного двигателя // 2403422

Изобретение относится к области авиационного двигателестроения и может быть использовано в форсажной камере турбореактивного двигателя или в форсажной камере турбореактивного двухконтурного двигателя.

Турбореактивный двигатель с защитным экраном топливного коллектора кольца форсунок, кольцо форсунок и защитный экран // 2382895

Изобретение относится к турбореактивному двигателю, включающему в себя канал дожигания первичного потока газа, кольцо форсунок и защитный экран топливного коллектора кольца форсунок.

Форсажная камера газотурбинного двигателя // 2382894

Способ улучшения зажигания в форсажном устройстве двухконтурного турбореактивного двигателя и форсажное устройство, реализующее данный способ // 2379537

Турбореактивный двигатель со средствами защиты устройства инжекции топлива и устройство инжекции топлива для турбореактивного двигателя // 2373416

Изобретение относится к турбореактивному двигателю, который имеет канал для нагревания первичного газового потока с устройством инжекции топлива и средствами защиты для устройства инжекции топлива.

Турбореактивный двигатель самолета, выполненный с возможностью защиты от ракеты, оснащенной головкой самонаведения, и способ его защиты (варианты) // 2491439

Изобретение относится к военной технике, а именно к методам индивидуальной защиты летательных аппаратов от ракет, оснащенных головками самонаведения, работающими в СВЧ диапазоне радиоволн

Способ форсажа газотурбинного двигателя // 2523510

Способ форсажа газотурбинного двигателя заключается в подаче в камеру сгорания или в компрессор количества топлива, необходимого для его полного сгорания. Также осуществляют подачу в камеру сгорания дополнительного топлива в количестве, необходимом для снижения температуры газов в камере сгорания до безопасного предела (атмофорсаж). При включении атмофорсажа двигателя, выходе из турбины в атмосферу одновременно включают поджигающее устройство любого типа. 1 з.п. ф-лы.

Газотурбинный авиационный двигатель и способ его форсирования // 2562822

Изобретение относится к двигателестроению, в том числе к авиационным двигателям, и может найти применение в гиперзвуковых самолетах или для ракетно-космических систем, способных совершать пилотируемый полет в атмосфере, например, возвращаемой ступени ракеты-носителя. Газотурбинный авиационный двигатель содержит корпус, компрессор, турбину, реактивное сопло и основную камеру сгорания, соединенную воздушным трактом с компрессором. Вне корпуса установлен газогенератор, к входу которого присоединены трубопроводы окислителя и горючего, а к выходу - газовод, соединенный с воздушным трактом. Изобретение направлено на обеспечение высотного запуска двигателя и увеличение его форсажной тяги, особенно на больших высотах полета. 2 н. и 10 з. п. ф-лы, 17 ил.

Способ форсажа турбодвигателя-2 // 2568031

Способ форсажа турбодвигателя заключается в том, что в камере сгорания находится два или три последовательных ряда форсунок, в первом и/или дополнительном ряду которых происходит стехиометрическое сгорание топлива. Во второй ряд форсунок подается «атмотопливо» в таком количестве, чтобы охладить температуру газов после первого ряда форсунок до приемлемого для турбины уровня, после чего испарившееся топливо сгорает в форсажной камере в смеси с воздухом второго контура двигателя. При степени двухконтурности двигателя больше, чем нужно для полного сжигания «атмотоплива», в форсунки для «атмотоплива» и/или в форсунки форсажной камеры впрыскивается дополнительное количество топлива с возможностью его полного сгорания в смеси с воздухом второго контура двигателя. Изобретение направлено на повышение тяги двигателя и расширение пределов ее регулирования. 2 з.п. ф-лы.

Способ форсирования авиационных двигателей // 2573438

Изобретение относится к энергетике. Способ работы газотурбинного двигателя с форсажной камерой, заключающийся в том, что формируют топливовоздушную смесь и обеспечивают ее горение в основной камере сгорания. Продукты сгорания расширяют в турбине и подают их в форсажную камеру, где смешивают продукты сгорания с форсажным топливом. В качестве форсажного топлива используют наночастицы алюминия, радиус которых составляет не более 25 нанометров. В качестве окислителя для форсажного топлива используют пары воды и углекислый газ, содержащиеся в продуктах сгорания основной камеры сгорания. Изобретение позволяет увеличить тягу двигателя. 5 з.п. ф-лы, 1 ил.

Способ форсирования двухконтурного турбореактивного двигателя // 2578941

Способ форсирования двухконтурного турбореактивного двигателя, заключающийся в подаче в основную камеру сгорания форсажного топлива. Коллектор форсажного топлива расположен в зоне вторичного воздуха основной камеры сгорания. Предпочтительно частота вращения компрессора и перепад давлений на турбинах поддерживаются постоянными. Способ позволяет повысить экономичность двигателя на форсированных режимах и уменьшить габариты форсажной камеры. 1 з.п. ф-лы, 1 ил.

Форсажная камера двухконтурного турбореактивного двигателя // 2641191

Изобретение относится к области авиационного двигателестроения, в частности к форсажным камерам авиационных турбореактивных двухконтурных двигателей со смешением потоков. Форсажная камера двухконтурного турбореактивного двигателя содержит корпус, смеситель, фронтовое устройство с распылителями форсажного топлива, стабилизаторами пламени. Перед смесителем во втором контуре установлен дополнительный коллектор с распылителями. Распылители дополнительного коллектора располагаются посередине карманов смесителя, что обеспечивает создание топливовоздушной смеси с коэффициентом избытка воздуха, равным аналогичному коэффициенту в горячем газе за турбиной. Изобретение позволяет получать газовый потока с требуемым коэффициентом избытка воздуха в любой точке сечения перед фронтовым устройством форсажной камеры, что упрощает задачу равномерного распределения форсажного топлива в поперечном сечении. 2 ил.

Форсажная камера сгорания турбореактивного двигателя // 2642712

Форсажная камера сгорания турбореактивного двигателя содержит корпус, подключенный к турбине, сопло, топливные или топливно-воздушные коллекторы, к которым подключены форсунки с распылителями. Форсунки с распылителями снабжены микрозавихрителями. Каждый из микрозавихрителей представляет собой конусообразный корпус форсунки с закруглениями небольшого радиуса R у основания конуса, расположенного вблизи распылителя. Форсунки с микрозавихрителем подключены за коллекторами по потоку воздуха так, что впрыснутое топливо или топливовоздушная смесь совпадает по направлению движения с потоком воздуха и продуктов сгорания за турбиной в форсажной камере сгорания. У основания конуса корпуса форсунки выполнен цилиндрический поясок распылителя. Изобретение позволяет снизить выбросы вредных веществ в атмосферу и уменьшить длину форсажной камеры сгорания. 1 з.п. ф-лы, 3 ил.