Патенты автора Пахольченко Андрей Александрович (RU)
ЦЕНТРОБЕЖНО-ПНЕВМАТИЧЕСКАЯ ФОРСУНКА // 2781796
Изобретение относится к устройствам для непосредственного впрыскивания жидкого углеводородного топлива в капельном состоянии в камеры сгорания наземных газотурбинных установок (ГТУ) и авиационных турбореактивных двигателей (ТРД). Сущность изобретения заключается в том, что коаксиально воздушному каналу установлен дополнительный корпус, образующий с ним кольцевую полость, в которой со стороны камеры сгорания установлены дополнительно шарнирно закрепленные лопатки закручивания воздушного потока с возможностью поворота перпендикулярно продольной оси форсунки, а также последовательно упругий элемент, поршень и стержни, при этом поршень состоит из двух поясов, соединенных между собой штоком, разделяющим кольцевую полость на две части, и имеющий в поясе, расположенном со стороны камеры сгорания, кольцевую проточку, в которую установлены стержни, взаимодействующие с лопатками закручивания воздушного потока через дугообразные прорези, выполненные в наружном корпусе воздушного канала форсунки, со стороны компрессора в области межпоясного пространства поршня на внутреннем корпусе кольцевой полости выполнены три ряда отверстий, направленных под углом в сторону, противоположную набегающему потоку. Техническим результатом является повышение эффективности распыления и смешения топлива за счет управления расходом воздуха на всех режимах работы двигателя, тем самым - повышение коэффициента полноты сгорания в широком диапазоне режимов работы двигателя. 1 ил.
Изобретение относится к области авиационной техники, в частности к конструкциям входных устройств, и может быть использовано в прямоточных воздушно-реактивных двигателях (ПВРД). Разработано входное устройство для подвода воздуха в камеру сгорания прямоточного воздушно-реактивного двигателя, состоящее из прямоугольного корпуса, в головной части которого на верхней и нижней образующих его гранях шарнирно установлены две обечайки, внутри корпуса установлен пространственный клин, равный по ширине корпусу воздухозаборника и состоящий из граней, образующих две поверхности сжатия, две поверхности, регулирующие сечение горла, и две замыкающие поверхности, при этом каждая грань, образующая поверхность сжатия пространственного клина, состоит из (N-1) сегментов, соединенных между собой шарнирно, где N - число скачков уплотнения, при этом первые сегменты двух поверхностей сжатия пространственного клина соединены между собой шарнирно, каждый сегмент состоит из двух частей: ответной, выполненной в виде пластины с направляющим пазом, и основной, выполненной в виде пластины и телескопически входящей в ответную часть с возможностью перемещения относительно друг друга, при этом длинасегмента, основной и ответной частей выбираются из условия , где - длина основной и ответной частей, L - длина сегмента, грани поверхностей регулирования сечения горла входного устройства с одной стороны соединены шарнирно с (N-1)-м сегментом каждой поверхности сжатия, а с другой стороны соединены шарнирно с гранями замыкающих поверхностей, при этом грани замыкающих поверхностей соединены между собой шарнирно, каждый из (N-1) сегментов поверхности сжатия, а также грани замыкающих поверхностей соединены с центральной консольной балкой с помощью системы тяг управляемой длины: одна из частей первой и (N-1)-й сегментов поверхностей сжатия соединены с центральной балкой тягами управляемой длины, ответные части и основные части остальных 2…(N-2) сегментов поверхностей сжатия соединены с центральной консольной балкой тягами управляемой длины, грани замыкающих поверхностей пространственного клина соединены с центральной балкой посредством тяг управляемой длины. Изобретение обеспечивает расширение диапазона эффективной работы ПВРД за счет управления углами наклона скачков уплотнения в системе ударно-волновых структур. 3 ил.
Изобретение относится к области автоматического регулирования газотурбинного двигателя (ГТД), а именно к системам управления режимами работы форсажной камеры сгорания с адаптивной системой подачи топлива. Техническим результатом изобретения является повышение эффективности управления рабочим процессом камеры сгорания за счет измерения величины температуры газового потока на выходе форсажной камеры сгорания и корректировки положения топливного коллектора перед стабилизатором пламени. Изобретение отличается от известных тем, что дополнительно введены последовательно соединенные третье программно-задающее устройство, третья схема сравнения, третий регулятор, выход которого является третьим выходом системы, и датчик температуры газового потока на выходе форсажной камеры сгорания, установленный на корпусе форсажной камеры сгорания в сечении на выходе форсажной камеры сгорания, выход которого соединен со вторым входом третьей схемы сравнения, при этом второй выход датчика температуры воздуха на входе двигателя соединен с первым входом третьего программно-задающего устройства, а второй выход датчика положения рычага управления двигателем со вторым входом третьего программно-задающего устройства. 3 ил.
СПОСОБ УПРАВЛЕНИЯ ФОРСАЖНОЙ КАМЕРОЙ СГОРАНИЯ // 2708476
Изобретение относится к области автоматического регулирования газотурбинного двигателя (ГТД), а именно к способам управления режимами работы форсажной камеры сгорания с адаптивной системой подачи топлива. Техническим результатом изобретения является повышение эффективности управления рабочим процессом камеры сгорания за счет измерения величины температуры газового потока на выходе форсажной камеры сгорания и управления положением топливного коллектора перед стабилизатором пламени. Изобретение отличается от известных тем, что дополнительно измеряют величину температуры газового потока на выходе форсажной камеры сгорания и управляют положением топливного коллектора в форсажной камере сгорания. 3 ил.
Изобретение относится к области автоматического регулирования газотурбинного двигателя (ГТД), а именно к системам управления режимами работы форсажной камеры сгорания с адаптивной системой подачи топлива. Техническим результатом изобретения является повышение эффективности управления рабочим процессом камеры сгорания, за счет измерения величины полного давления газового потока на выходе из форсажной камеры сгорания и корректировки положения топливного коллектора перед стабилизатором пламени. Система управления форсажной камерой сгорания, в которой дополнительно введены последовательно соединенные третье программно-задающее устройство, третья схема сравнения, третий регулятор, выход которого является третьим выходом системы и датчик полного давления газового потока на выходе из форсажной камеры сгорания, установленный на штоке гидроцилиндра управления критическим сечением сопла, выход которого соединен со вторым входом третьей схемы сравнения. При этом второй выход датчика температуры воздуха на входе двигателя соединен с первым входом третьего программно-задающего устройства, а второй выход датчика положения рычага управления двигателем со вторым входом третьего программно-задающего устройства. 3 ил.
СПОСОБ УПРАВЛЕНИЯ ФОРСАЖНОЙ КАМЕРОЙ СГОРАНИЯ // 2665567
Изобретение относится к области автоматического регулирования газотурбинного двигателя (ГТД), а именно к способам управления режимами работы форсажной камеры сгорания с адаптивной системой подачи топлива. Техническим результатом изобретения является повышение эффективности управления рабочим процессом камеры сгорания за счет измерения величины полного давления газового потока на выходе из форсажной камеры сгорания и управления положением топливного коллектора перед стабилизатором пламени. Способ управления форсажной камерой сгорания, при котором дополнительно измеряют величину полного давления газового потока на выходе из форсажной камеры сгорания и управляют положением топливного коллектора в форсажной камере сгорания. 3 ил.
Изобретение относится к области авиационных газотурбинных двигателей, а именно к форсажным камерам сгорания авиационных газотурбинных двигателей. Техническим результатом изобретения является снижение потерь полного давления за счет применения в качестве стабилизаторов пламени тел удобообтекаемой формы с организацией вдува струй воздуха с их поверхности на бесфорсажных режимах работы ГТД. Сущность изобретения заключается в том, что стабилизаторы пламени выполнены в форме полых удобообтекаемых тел с закрытой нижней частью, внутренняя полость стабилизаторов разделена на N продольных каналов с возможностью подвода в них воздуха и топлива, на боковых стенках каналов по всей длине выполнены отверстия. Выполнение стабилизаторов пламени в форме удобообтекаемых тел обеспечивает их безотрывное обтекание на бесфорсажных режимах работы ГТД, что позволяет снизить потери полного давления. На форсажных режимах работы ГТД в проточную часть форсажной камеры сгорания через отверстия на боковых стенках каналов вдуваются струи воздуха для создания зон рециркуляционного течения, и в эти зоны впрыскивается топливо, т.е. стабилизаторы пламени выполняют роль топливных коллекторов. Отсутствие отдельных топливных коллекторов в потоке газа позволяет дополнительно снизить потери полного давления. 1 з.п. ф-лы, 1 ил.
Изобретение относится к области турбостроения, в частности к устройствам для сжигания топлива, и может быть использовано в основных камерах сгорания (ОКС) газотурбинных двигателей. Техническим результатом изобретения является снижение неравномерности поля температур в выходном сечении ОКС в осевом и радиальном направлении, уменьшение ее потребной длины, возможность охлаждения наружного и внутреннего корпусов камеры сгорания, за счет обеспечения симметричности потока в окружном и радиальном направлении, а также интенсификации процессов смешения первичного и вторичного потоков, за счет введения расширяющегося канала перед кольцевой полостью, в котором установлены экраны-разделители потока, совместно с уголковым стабилизатором, которые имеют возможность перемещения в осевом направлении. Изобретение от известных отличается тем, что устройство разделения рабочего тела установлено перед кольцевой полостью и состоит из наружной и внутренней обечайки, наружного и внутреннего экранов-разделителей потока, при этом наружная обечайка представляет собой тело вращения относительно продольной оси двигателя, выходной диаметр которой равен диаметру наружного корпуса, а входной и выходной диаметры выбраны в соотношении 0,7…0,9, внутренняя обечайка представляет собой тело вращения относительно продольной оси двигателя, выходной диаметр которой равен диаметру внутреннего корпуса, а входной и выходной диаметры выбраны в соотношении 1,1…1,4, внутренняя и наружная обечайки соединены между собой силовыми пластинами в количестве N≥3, где N - натуральное число, расположенными в радиальном направлении и проходящими на 1/3 глубины кольцевой полости, так же на силовых пластинах выполнены прорези в осевом направлении, наружный и внутренний экраны-разделители потока имеют возможность перемещения вдоль продольной оси двигателя по прорезям силовых пластин и выполнены по форме сектора тела вращения относительно продольной оси двигателя, ограниченного близлежащими продольными силовыми пластинами, при этом входной диаметр наружного экрана-разделителя потока относится ко входному диаметру наружной обечайки в соотношении 0,95…0,7, а выходной и входной диаметры выбраны в соотношении 1,1…1,4, входной диаметр внутреннего экрана-разделителя потока относится ко входному диаметру внутренней обечайки в соотношении 1,05…1,3, а выходной и входной диаметры выбраны в соотношении 0,7…0,9, уголковый стабилизатор пламени выполнен в форме сектора тела вращения относительно продольной оси двигателя, ограниченного близлежащими продольными силовыми пластинами, и установлен между экранами-разделителями потока, с возможностью перемещения вдоль продольной оси двигателя по прорезям силовых пластин. 3 ил.
Изобретение относится к области авиадвигателестроения, а именно к защите летательного аппарата с газотурбинными двигателями от поражения ракетами с тепловой головкой самонаведения. Сопло газотурбинного двигателя летательного аппарата образовано каналом переменной формы и выполнено перфорированным, концентрично соплу установлен наружный кожух, по форме повторяющий форму сопла. Кожух и сопло жестко закреплены между собой кольцевыми стенками, образующими кольцевые каналы между соплом и кожухом. Кольцевая стенка на выходном срезе сопла выполнена перфорированной. Кольцевые каналы соединены между собой продольным каналом, на стенках которого выполнены отверстия, причем продольный канал снабжен элементом подвода топлива газотурбинного двигателя. Изобретение позволяет снизить тепловую заметность летательного аппарата за счет охлаждения сопла и введения в выходящую струю газов жидкостно-парового облака. 4 ил.
Изобретение относится к области автоматического регулирования газотурбинного двигателя (ГТД), основанного на программном изменении коэффициента избытка воэдуха в первичной зоне горения. Техническим результатом изобретения является повышение эффективности управления рабочим процессом основной камеры сгорания за счет корректировки заданного значения коэффициента избытка воздуха в первичной зоне горения, в зависимости от значения коэффициента полноты сгорания топлива. При этом измеряют индексы эмиссии монооксидов углерода (СО) и углеводородов (НС), вычисляют текущее значение коэффициента полноты сгорания топлива, сравнивают его с заданным значением коэффициента полноты сгорания топлива и корректируют коэффициент избытка воздуха в первичной зоне горения. 1ил.
Изобретение относится к области автоматического регулирования газотурбинного двигателя (ГТД), а именно к системам управления режимами работы камеры сгорания изменяемой геометрии, т.е. изменяемого объема и изменяемого проходного сечения отверстий жаровой трубы. Техническим результатом изобретения является повышение эффективности управления рабочим процессом камеры сгорания за счет корректировки заданного значения коэффициента избытка воздуха в первичной зоне горения, в зависимости от значения коэффициента полноты сгорания топлива. Дополнительно введены последовательно соединенные вычислитель коэффициента полноты сгорания топлива и схема сравнения, выход которой соединен с входом программного блока, а также датчик индексов эмиссии монооксидов углерода (CO) и углеводородов (HC), установленный на выходе основной камеры сгорания, выход которого соединен с входом вычислителя коэффициента полноты сгорания топлива, при этом на второй вход схемы сравнения подается заданное значение коэффициента полноты сгорания топлива. 1 ил.
Устройство для сжигания топлива в газотурбинном двигателе содержит наружный и внутренний корпусы, образующие кольцевую полость, в которой установлены неподвижные и подвижные разделители потоков, образующие чередующиеся первичные и вторичные каналы. На наружном корпусе кольцевой полости в каждом первичном канале выполнены симметричные прямоугольные вырезы, соответствующие его размеру, с проходящими через них неподвижными разделителями потока. В торцевой части кольцевой полости установлены два кольца с возможностью вращения вокруг продольной оси, диаметр одного из которых соответствует диаметру наружного корпуса, второго - диаметру внутреннего корпуса. На наружном кольце выполнены 2N прорези, где N - натуральное четное число, соответствующее количеству первичных каналов. В каждом первичном канале установлены по две выполненные по профилю крыла пластины, шарнирно закрепленные на внутреннем кольце, с возможностью перемещения вокруг продольной оси двигателя по прорезям на наружном кольце и вокруг своей центральной оси. Длина прорези соответствует ходу пластины от минимального до максимального размера первичного канала. В каждом первичном канале установлены уголковые стабилизаторы пламени с углом раскрытия 55-65 градусов по направлению потока, которые жестко закреплены на наружном и внутреннем кольцах равноудаленно по окружности. Точка крепления на наружном кольце находится между прорезями соответствующего канала. Изобретение направлено на расширение диапазона устойчивой работы камеры сгорания. 3 ил.
