Патенты автора Пузич Александр Анатольевич (RU)
Изобретение относится к газотурбинным двигателям и может быть использовано в камерах сгорания авиационных газотурбинных двигателей и наземных установок. Камера сгорания газотурбинного двигателя с фронтовым устройством содержит жаровую трубу, фронтовое устройство, выполненное в виде полого ресивера, на боковых поверхностях которого расположены пилоны клиновидной формы, основную и дополнительную системы топливоподачи, каждая из которых имеет соответствующие подводящие топливопроводы, патрубки и коллекторы с распылительными отверстиями. Полый ресивер выполнен в виде двух боковых стенок, соединенных с одной стороны скругленной стенкой, а с другой стороны плоской стенкой. Полость полого ресивера разделена на две части, одна из которых является коллектором основной системы топливоподачи, а другая коллектором дополнительной системы топливоподачи. Пилоны выполнены в виде двух боковых стенок, соединенных стыковочными поверхностями, скругленной поверхностью и задним плоским торцом, внутренняя полость пилона сообщена с полостью полого ресивера. Полость каждого пилона и полость полого ресивера снабжены дефлекторами с равномерно распределенными на них отверстиями. Подводящие топливопроводы основной и дополнительной систем топливоподачи расположены перед фронтовым устройством и соединены патрубками со скругленной стенкой полого ресивера, а патрубки основной и дополнительной систем топливоподачи соединены с соответствующими коллекторами. Распылительные отверстия основной системы топливоподачи расположены на задних торцах пилонов, а распылительные отверстия дополнительной системы топливоподачи расположены на плоской стенке полого ресивера. Технический результат заключается снижении эмиссии оксида азота (NOx), а также в устранении эмиссии монооксида углерода (СО), несгоревших углеводородов (UHC) и сажеобразования. 4 з.п. ф-лы, 8 ил.
Турбопрямоточный воздушно-реактивный двигатель включает турбореактивный двигатель с форсажной камерой и реактивным соплом (ТРДФ), систему измерения температуры газа за основной камерой сгорания турбореактивного двигателя, а также расположенный соосно последнему прямоточный контур. Прямоточный контур соединен через отсечное устройство с воздухозаборником летательного аппарата, включающий диффузор, реактивное сопло и камеру сгорания. Внутренний канал форсажной камеры турбореактивного двигателя соединен с внутренней полостью камеры сгорания прямоточного контура радиальными стабилизаторами пламени V-образного профиля для подвода продуктов сгорания из форсажной камеры в канал камеры сгорания прямоточного контура. Изобретение направлено на повышение эффективности прямоточного двигателя летательного аппарата, предназначенного для полета в широком диапазоне скоростей полета от дозвуковой до Мп = 4 и выше. 5 з.п. ф-лы, 1 ил..
