Форсажная камера двухконтурного турбореактивного двигателя

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.

 

Изобретение относится к области авиационного двигателестроения, в частности к форсажным камерам авиационных турбореактивных двухконтурных двигателей (ТРДДФ) со смешением потоков.

Известна форсажная камера ТРДДФ с лепестковым смесителем потоков и общей форсажной камерой (см., например, книгу "Конструкция и проектирование авиационных газотурбинных двигателей" под ред. Хронина Д.В. - М: Машиностроение, 1989, с. 446).

Организация рабочего процесса в форсажных камерах ТРДДФ сопряжена с дополнительными трудностями. Смешение потоков горячего газа и холодного воздуха осуществляется перед стабилизаторами пламени, и в поперечном сечении камеры возникает существенная неравномерность газового потока по температуре, коэффициенту избытка воздуха и скорости. Эта неравномерность усиливается с увеличением скорости полета самолета, так как возрастает степень двухконтурности двигателя.

Применительно к форсированным режимам работы двигателя основными проблемами управления являются обеспечение и поддержание оптимального состава топливовоздушной смеси в форсажной камере сгорания (α∑opt). (Коршенко В.Н., Мосягин В.В., К вопросу о структуре газового потока во фронтовом устройстве форсажной камеры сгорания ТРДДФ. // Климовские чтения-2014: перспективные направления развития авиадвигателестроения: сборник докладов международной научно-технической конференции. В 2-х т. - СПб.: Изд-во «Скифия-принт», 2014. - Т. 1 - 19…31 с.).

Известна форсажная камера двухконтурного турбореактивного двигателя со смешением потоков, содержащая наружную и разделяющую контуры обечайки и размещенные во внутреннем контуре стабилизатор пламени и топливные форсунки. Контуры сообщены между собой ниже по потоку от среза стабилизатора пламени на расстоянии не менее ширины его полки (патент РФ №2209992, опубл. 10.08.2003 г.). Недостатком такой системы смешения является значительное увеличение длины форсажной камеры для обеспечения полноты горения топлива, подводимого к холодному воздуху второго контура, и отсутствие закона изменения расхода топлива в дополнительные форсунки. На бесфорсажных режимах работы двигателя холодный воздух плохо смешивается с горячим газом внутреннего контура, снижая эффективность двигателя.

Задачей изобретения является получение газового потока с требуемым коэффициентом избытка воздуха в любой точке сечения перед фронтовым устройством форсажной камеры.

Поставленная задача решается тем, что в известной форсажной камере двухконтурного турбореактивного двигателя, содержащем корпус, смеситель, фронтовое устройство с распылителями форсажного топлива, стабилизаторами пламени, согласно заявляемому изобретению, перед смесителем во втором контуре установлен дополнительный коллектор с распылителями, при этом распылители дополнительного коллектора располагаются посередине карманов смесителя.

Горячий газ, выходящий из турбины, имеет остаток воздуха, не участвовавший в горении в основной камере сгорания и определяемый с помощью коэффициента избытка воздуха

αокс.=GвI/Gт⋅L0

где GвI - количество воздуха, прошедшего через внутренний I контур;

Gт - количество топлива, сгоревшего в основной камере сгорания;

L0=14,9 - количество воздуха, необходимое для полного сгорания 1 кг топлива.

Количество воздуха II контура GвII на различных режимах полета зависит от степени двухконтурности m. Для обеспечения равенства местных коэффициентов избытков воздуха на входе в форсажную камеру во второй контур перед смесителем распыляется дополнительное топливо пропорционально расходу топлива в основную камеру сгорания, умноженному на коэффициент степени двухконтурности.

Gт доп=Gт⋅m

При этом расход Gт доп отбирается от общего расхода форсажного топлива.

Сущность изобретения поясняется графическими материалами, на которых представлены:

Фиг. 1. Разрез фросажной камеры двухконтурного турбореактивного двигателя.

Фиг. 2. Вид по стрелке А на смеситель с дополнительным коллектором.

Форсажная камера двухконтурного турбореактивного двигателя со смешением потоков, содержащая корпус 1, дополнительный коллектор 2 с распылителями 3, смеситель 4, фронтовое устройство 5 с распылителями 2-го и 3-го контуров форсажного топлива 6, первый топливный коллектор 7 со стабилизаторами пламени 8, жаровую трубу 9 с экранами 10.

После запуска форсажной камеры горение топлива из 1-го топливного коллектора 7 за стабилизаторами 8 обеспечивает минимальный форсажный режим. Подача форсажного топлива из 2-го и 3-го коллекторов вызывает распыливание через распылители 6 при равномерном распределении топлива по поперечному сечению жаровой трубы 9 форсажной камеры, защищенной от высокой температуры экранами 10.

Дополнительный коллектор 2 установлен таким образом, чтобы его распылители 3 располагались посередине карманов смесителя 4.

Смешением продуктов горения из-за турбины и топливовоздушной смеси из карманов смесителя 4 при подаче определенного расхода топлива через дополнительный коллектор 2 и распылители 3 обеспечивается требуемый коэффициент избытка воздуха в любой точке сечения перед распылителями 6 и стабилизаторами 8 фронтового устройства 5 форсажной камеры.

Максимальный суммарный расход форсажного топлива всех четырех коллекторов соответствует расчетному для режима полного форсажа.

Распыливание топлива дополнительным коллектором 2 может быть использовано во всем диапазоне форсажных режимов работы двигателя, поскольку обеспечивает равномерное распределение коэффициента избытка воздуха в смеси воздуха и газов, поступающей во фронтовое устройство.

Форсажная камера двухконтурного турбореактивного двигателя, содержащая корпус, смеситель, фронтовое устройство с распылителями форсажного топлива, стабилизаторами пламени, отличающаяся тем, что перед смесителем во втором контуре установлен дополнительный коллектор с распылителями, при этом распылители дополнительного коллектора располагаются посередине карманов смесителя.



 

Похожие патенты:

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.

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.
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.

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.
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).

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

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

Изобретение относится к области авиационного двигателестроения. .

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.

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.

Наверх