Турбореактивные двигатели с газовой турбиной, приводящей в действие компрессор или нагнетатель: ..с помощью форсажных камер – F02K 3/10

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.

Изобретение относится к военной технике, а именно к методам индивидуальной защиты летательных аппаратов от ракет, оснащенных головками самонаведения, работающими в СВЧ диапазоне радиоволн. Турбореактивный двигатель самолета, выполненный с возможностью защиты от ракеты, оснащенной головкой самонаведения, содержит корпус, в котором установлены последовательно воздухозаборник, осевой компрессор, камера сгорания, турбина, лопатки турбины, форсажная камера сгорания, внутренняя поверхность которой покрыта теплозащитным покрытием с коэффициентом отражения при рабочей температуре меньше единицы, обтекатель задней опоры турбины, выполненный в форме прямого кругового или усеченного конуса с углом при вершине больше 90°C, и реактивное сопло с горлом, радиус которого меньше радиуса круга, описываемого концами лопаток турбины. Турбореактивный двигатель самолета может быть выполнен с реактивным соплом с горлом, радиус которого равен или меньше радиуса основания обтекателя задней опоры турбины. При осуществлении способа защиты турбореактивного двигателя обеспечивают одновременное облучение радиоволнами СВЧ диапазона через упомянутое горло реактивного сопла лопаток турбины и обтекателя задней опоры турбины, а радиоволнами, отраженными от поверхности обтекателя задней опоры турбины, - многократное облучение упомянутого теплозащитного покрытия, при этом через реактивное сопло обеспечивают одновременное излучение наружу радиоволн с уменьшенной амплитудой после их многократного отражения от теплозащитного покрытия и радиоволн, отраженных от упомянутых лопаток турбины. Обеспечивается уменьшение вероятности поражения самолетов с турбореактивными двигателями. 4 н. и 4 з.п. ф-лы, 4 ил.

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 авиационного двигателестроения. Способ управления расходом топлива в форсажную камеру сгорания (ФКС) газотурбинного двигателя заключается в том, что по измеренным температуре воздуха на входе в двигатель, давлению воздуха за компрессором, давлению газа за турбиной двигателя, положению РУД и расходу топлива в основную камеру сгорания (ОКС) управляют расходом топлива в ФКС. Дополнительно в процессе форсажной приемистости при подключении очередного топливного коллектора ФКС на время его заполнения увеличивают расход форсажного топлива через «предыдущий» коллектор на величину объема очередного. Обеспечивается плавное изменение эффективного расхода топлива и соответственно плавное изменение тяги двигателя в процессе приемистости, т.е. повышение качества работы САУ. Следствием этого является повышение надежности работы двигателя. 1 ил.

Задняя часть турбореактивного двигателя самолета содержит камеру дожигания, ограниченную каналом дожигания, тепловую защитную оболочку камеры дожигания, размещенную внутри нее радиально, узел диафрагмы, размещенный между защитной тепловой оболочкой и камерой дожигания и определяющий проходное сечение для вентиляционного потока камеры дожигания. Тепловая защитная оболочка установлена на камере дожигания посредством элементов фиксации, обеспечивающих угловое смещение оболочки относительно камеры при ее расширении при тепловых воздействиях. Узел диафрагмы содержит первую и вторую содержащие множество окон кольцевые пластины, перекрывающие одна другую и расположенные соответственно на камере дожигания и тепловой защитной оболочке. Окна обеих кольцевых пластин определяют проходное сечение. Узел диафрагмы выполнен таким образом, что расширение тепловой защитной оболочки при термических воздействиях вызывает перемещение второй кольцевой пластины в угловом направлении для увеличения проходного сечения окон. Изобретение позволяет оптимизировать и управлять вторичным холодным воздухом, выходящим из вторичного кольцевого канала турбореактивного двигателя. 3 н. и 11 з.п ф-лы, 8 ил.

Кронштейн стабилизатора пламени форсажной камеры газотурбинного двигателя, в частности авиационного турбореактивного двигателя, содержит корпус, выполненный в форме открытого двугранного угла, вентиляционную камеру (24). Вентиляционная камера проходит внутри этого корпуса и содержит на одном из своих концов палец центрирования, вставляемый в отверстие, выполненное в упомянутом корпусе. Кронштейн содержит топливный коллектор (26), проходящий внутри корпуса вдоль вентиляционной камеры, направляющие и центрирующие средства для направления и центрирования топливного коллектора по отношению к вентиляционной камере, и экран тепловой защиты (28), закрепленный на упомянутом корпусе и перекрывающий открытую сторону двугранного угла. Вентиляционная камера содержит средства ее фиксации в неподвижном положении в корпусе кронштейна, которые являются независимыми от экрана тепловой защиты. Вентиляционная камера кронштейна стабилизатора пламени содержит открытый конец и противоположный конец, сформированный совместно с по существу осевым пальцем. Палец представляет кольцевой уступ, предназначенный для опоры на основание. Позволяет отказаться от использования выступа центрирования и фиксации на вентиляционной камере, а также исключить: износ экрана тепловой защиты, износ пальца, опасность разрушения топливного коллектора. 3 н. и 10 з.п. ф-лы, 6 ил.

Форсажная камера сгорания турбореактивного двухконтурного двигателя содержит корпус с теплозащитным экраном, образующие канал охлаждения, и смеситель потоков наружного и внутреннего контуров двигателя, установленный с зазором относительно корпуса камеры. Торец смесителя снабжен козырьком, размещенным по его наружной поверхности напротив теплозащитного экрана. Высота козырька составляет 0,5-3,0, а его длина - 2,5-7,0 высоты канала охлаждения. Изобретение способствует увеличению длины зоны смешения потоков наружного и внутреннего контуров двигателя и повышению эффективности их смешения без снижения эффективности охлаждения корпуса, что позволяет повысить эффективность работы камеры и двигателя в целом. 1 ил.

Форсажная камера двухконтурного турбореактивного двигателя содержит по существу цилиндрическую стенку (112) для разделения первичного (20) и вторичного (16) потоков, средство крепления переднего по потоку конца этой стенки на наружном кожухе и опорное средство для заднего по потоку конца этой стенки. Опорное средство предусмотрено на кронштейнах (130) стабилизаторов пламени, проходящих в радиальном направлении по отношению к продольной оси форсажной камеры. Стенка (112) для разделения содержит отверстия (128) или закругленные вырезы, через которые проходят кронштейны (130) стабилизаторов пламени. Каждый кронштейн содержит по существу радиальный фланец (150), проходящий изнутри по отношению к стенке для разделения. Фланец образует опорную поверхность для кромки соответствующего отверстия или закругленного выреза, выполненного в стенке разделения. На радиальном фланце (150) сформирован цилиндрический выступ (164), по существу коаксиальный по отношению к кронштейну (130) и проходящий в радиальном направлении наружу в отверстии (128) или в закругленном вырезе стенки для разделения и вдоль кромки этого отверстия или закругленного выреза. Изобретение позволяет придать стенке для разделения дополнительную жесткость, сохранив легкость и простоту конструкции. 3 н. и 9 з.п. ф-лы, 7 ил.

Изобретение относится к области авиационного двигателестроения и может быть использовано в форсажной камере турбореактивного двигателя или в форсажной камере турбореактивного двухконтурного двигателя. Устройство для стабилизации пламени в форсажной камере турбореактивного двигателя содержит струйный аэродинамический стабилизатор пламени с топливной форсункой и камерой сгорания с воспламенителем топливовоздушной смеси и дополнительный малоразмерный газотурбинный двигатель, а также патрубки отбора воздуха, устройство отвода выхлопных газов и систему сверхзвуковых сопел. Компрессор малоразмерного газотурбинного двигателя установлен перед топливной форсункой и камерой сгорания с воспламенителем топливовоздушной смеси, а турбина которого расположена за камерой сгорания. Способ стабилизации пламени в форсажной камере турбореактивного двигателя осуществляют с помощью воздушных струй, вдуваемых в газовый поток форсажной камеры через систему сверхзвуковых сопел навстречу под некоторым углом к потоку. Отбор воздуха производят из промежуточной ступени компрессора двигателя. Необходимое для стабилизации пламени давление струи, выходящей из системы сверхзвуковых сопел, получают за счет использования дополнительного малоразмерного газотурбинного двигателя, расположенного в центральном теле форсажной камеры. Способ стабилизации пламени в форсажной камере турбореактивного двигателя с помощью воздушных струй, вдуваемых в газовый поток форсажной камеры через отверстия различной формы навстречу под некоторым углом к потоку, отличающийся по первому варианту тем, что отбор воздуха производят из промежуточной ступени компрессора, при этом необходимое для стабилизации пламени давление струи, выходящей из системы сопел, получают за счет использования дополнительного малоразмерного газотурбинного двигателя, расположенного в центральном теле форсажной камеры. Для турбореактивного двухконтурного двигателя отбор воздуха производят из второго контура. Изобретение направлено на уменьшение потерь полного давления в форсажной камере авиационного двигателя на бесфорсажных режимах, повышение устойчивого горения на форсажных режимах и исключение использования воздуха с высоким давлением из-за компрессора. 3 н.п ф-лы, 2 ил.

Двухконтурный турбореактивный двигатель включает в себя канал дожигания первичного потока и вторичный поток, проходящий, по меньшей мере, частично в первичный поток до канала дожигания. Канал дожигания включает в себя кольцо форсунок, содержащее желоб стабилизатора пламени в форме кольцевого участка, у которого находящаяся выше по потоку секция расположена во вторичном потоке, имеющий топливный коллектор и защитный трубчатый экран коллектора. Желоб включает в себя расположенное выше по потоку углубление, связанное со вторичным потоком. Экран включает в себя, на своей находящейся выше по потоку секции, по меньшей мере, одно вентиляционное отверстие пространства, расположенного между экраном и коллектором. Изобретение направлено на повышение эффективности охлаждения экрана. 3 н. и 5 з.п. ф-лы, 6 ил.

Форсажная камера газотурбинного двигателя содержит выходной тракт, имеющий на своем заднем конце внешнее сопло неизменной площади сечения, стабилизатор пламени, установленный внутри переднего конца тракта, и форсунку горючего, расположенную в стабилизаторе пламени для впрыска горючего в него. Форсажная камера также содержит абляционное внутреннее сопло, являющееся защитной оболочкой внешнего сопла и содержащее горючий материал для его управляемого горения при работе форсажной камеры сгорания. Изобретение направлено на упрощение конструкции форсажной камеры сгорания для обеспечение режима работы сверхзвукового полета. 8 з.п. ф-лы, 5 ил.

Способ улучшения зажигания в зоне зажигания форсажного устройства двухконтурного турбореактивного двигателя, в которое поступает "горячий" центральный первичный поток, выходящий из турбины турбореактивного двигателя, и "холодный" наружный вторичный поток, заключается в том, что зона зажигания, в которой находится элемент зажигания, расположена в области течения вторичного потока, поступающего в форсажное устройство, и ограничена кольцом стабилизации пламени. При этом часть первичного потока отбирают и локально вводят в зону зажигания с целью доведения температуры в данной зоне до значения, превышающего значение температуры вторичного потока, и содействия за счет этого осуществлению зажигания. Элементы стабилизации пламени содержат кольцо стабилизации пламени, имеющее поперечное сечение, по существу, в форме буквы С, один из сегментов которого граничит с зоной зажигания. Форсажная камера содержит, по меньшей мере, один подающий канал, один конец которого соединен, для подачи части первичного потока в зону зажигания, с внутренней поверхности разделительной стенки вокруг отверстия, предусмотренного в данной стенке для отбора указанной части первичного воздуха. Второй конец открывается вблизи граничащего с зоной зажигания сегмента кольца стабилизации пламени. Изобретение направлено на улучшение зажигания в неблагоприятных условиях, в частности при низком давлении в зоне зажигания. 2 н. и 7 з.п. ф-лы, 5 ил.

Турбореактивный двигатель включает в себя канал для нагревания газового потока, содержащий, по меньшей мере, одно устройство для инжекции топлива в газовый поток, которое содержит открытую камеру с секцией U-образной формы. Секция U-образной формы имеет, по меньшей мере, одну стенку, внутри которой проходят средства инжекции топлива, инжектирующие топливо, по меньшей мере, в одном направлении. В камере имеется рубашка охлаждения вдоль стенки, образующей основу ее секции U-образной формы. Устройство инжекции топлива включает в себя средства защиты, установленные между средствами инжекции топлива и стенкой в направлении инжекции топлива, и защитный экран, помещаемый в отверстие камеры. Средства защиты размещены между стенкой камеры и защитным экраном. Изобретение защищает устройство инжекции топлива, которое находится в очень горячей среде, от тепловых ударов, вызванных инжекцией более холодного топлива на его стенки, и его ожидаемый срок службы, таким образом, увеличивается. 2 н. и 13 з.п. ф-лы, 9 ил.

Изобретение относится к авиастроению, в частности к турбореактивным двухконтурным двигателям с форсажной камерой. Турбореактивный двухконтурный двигатель с форсажной камерой включает компрессор высокого давления, турбину высокого давления и турбину низкого давления. Двигатель выполнен со степенью двухконтурности m 0,2 и диаметром входа в двигатель больше 900 мм с возможностью обеспечения при его работе на бесфорсажном режиме, тяги из диапазона 7600-11000 кгс, а на форсажном режиме - тяги из диапазона 12200-18000 кгс. Часть деталей компрессора высокого давления, турбины высокого и турбины низкого давления выполнена из никелевого гранульного сплава с пределом текучести ₀₂ 95 кг/мм² и пределом прочности _в 140 кг/мм². Изобретение позволяет обеспечить повышение тяговооруженности летательного аппарата с таким двигателем, при одновременном снижении удельной массы двигателя за счет увеличения частоты вращения ротора и увеличения температуры газа перед турбиной либо при сохранении постоянной удельной массы, повышение ресурса двигателя. 9 з.п. ф-лы.

Форсажная камера двухконтурного газотурбинного двигателя содержит вентиляторный и затурбинный контуры, разделенные друг от друга, фронтовое устройство со стабилизатором пламени, имеющим внутреннюю и наружную полки, топливными форсунками, соединенными с топливными коллекторами, и экран. Вентиляторный и затурбинный контуры разделены друг от друга при помощи составного полого дефлектора, образованного внутренним и наружным корпусами. На выходном участке дефлектора расположен стабилизатор, выполненный в виде соединенных между собой кольцевого элемента, имеющего П-образный профиль с наружной и внутренней полками, и радиальных элементов, имеющих V-образный профиль, соединенных с внутренней полкой кольцевого элемента стабилизатора и расположенных в затурбинном контуре. Наружная полка кольцевого элемента стабилизатора расположена в вентиляторном контуре. Топливные коллекторы расположены внутри дефлектора. Топливные форсунки заключены в теплозащитные корпуса и расположены в затурбинном контуре перед, по потоку, каждым радиальным элементом стабилизатора. Теплозащитный экран установлен в зазоре между корпусом фронтового устройства и наружной полкой стабилизатора. Фронтовое устройство может дополнительно содержать кольцевой коллектор карбюраторного топлива, размещенный внутри полого дефлектора, и карбюраторы, расположенные в кольцевом и радиальных элементах стабилизатора и представлящие собой перфорированные трубки с воздухозаборниками. Карбюраторы, расположенные в кольцевых элементах стабилизатора, закреплены неподвижно, а карбюраторы, расположенные в радиальных элементах стабилизатора, выполнены съемными. При этом в наружном корпусе дефлектора выполнены отверстия, через которые полость дефлектора сообщается с вентиляторным контуром. Фронтовое устройство может содержать дополнительные коллекторы и дополнительные топливные форсунки, соединенные с дополнительными коллекторами, расположенные за стабилизатором пламени на расстоянии не менее длины циркуляционной зоны от выходной кромки кольцевого элемента стабилизатора и закрепленные на наружной поверхности корпуса форсажной камеры. Изобретение обеспечивает оптимальное для эффективного горения распределение топлива по сечению форсажной камеры, снижение потерь полного давления, повышение эффективности охлаждения элементов конструкции, уменьшение габаритов и массы форсажной камеры. 4 н. и 4 з.п. ф-лы, 12 ил.

Устройство для закрепления канала для текучей среды в отверстии корпуса турбореактивного двигателя, в частности канала для подачи топлива к кольцу форсунок в форсажной камере, содержит средство типа винта и гайки между концевым элементом канала и отверстием корпуса и включает кольцо и гайку. Кольцо ввинчено в отверстие корпуса и имеет один конец, который упирается в упорное средство, установленное на канале. Гайка навинчена на концевой элемент канала таким образом, что она прижимает кольцо к упорному средству канала для прикрепления его к корпусу. Изобретение позволяет устанавливать канал с внутренней стороны корпуса и проводить его внутри стабилизатора пламени форсажной камеры. 13 з.п. ф-лы, 3 ил.

Устройство для подачи воздуха и топлива к кольцу форсунок в форсажной камере в двухконтурном турбореактивном двигателе содержит множество лопастей стабилизатора пламени, расположенных в форсажной камере и проходящих радиально вокруг оси камеры в основной поток из внешнего корпуса. Кольцо форсунок расположено в основном потоке и выполнено из секторов кольца, установленных, по существу, в непрерывной последовательности на лопастях стабилизатора пламени и содержащих топливоподающую направляющую и коллекторные камеры, и средства для подачи воздуха в коллекторные камеры и топлива в топливоподающую направляющую. Средства для подачи воздуха и топлива проходят между кольцом форсунок и внешним корпусом форсажной камеры внутрь лопастей стабилизатора пламени и присоединены к коллекторным камерам и топливоподающей направляющей через концы секторов кольца. Изобретение обеспечивает увеличение эффективности турбореактивного двигателя путем ограничения потерь напора основного потока и путем улучшения условий, при которых топливо впрыскивается в основной поток через кольцо форсунок. 8 з.п. ф-лы, 6 ил.

Изобретение относится к силовым установкам воздушно-космических летательных аппаратов и может быть использовано для летательных аппаратов, движущихся в атмосфере. Реактивный двигатель снабжен запасом гранулированной массы, сформованной в виде пакета дисков, установленного в цилиндрический корпус и внешнюю поверхность газоподвода, выполненного в виде полого цилиндра, центрированного с цилиндрическим корпусом с одной стороны крышкой, установленной центральной пазовой частью на внешней пазовой части резьбовой втулки газоподвода с заглушкой, и установленного в ней штуцера подвода сжатого газа через электропневмоклапан от бортового источника, а с другой стороны - через подшипник силовой части газопровода с выходной частью вала подшипникового блока, установленного в центральной части фигурного корпуса, периферийно установленного через спиральные стенки многозаходных спиральных каналов цилиндрического силового профиля, на котором установлен многозаходный коллектор с выходными трубопроводами подачи разрушенной гранулированной массы в газовую струю соплового аппарата реактивного двигателя и цилиндрический корпус форсажного устройства, в котором размещен механизм подачи пакета дисков в зону их разрушения в виде пакета пружин, пакета обойм и упорного диска, при этом механизм разрушения пакета дисков состоит из резьбовой крышки с выполненными на лицевой стороне каналами прохода сжатого газа, подпружиненных ударных элементов, установленных в направляющих корпус, закрепленный в силовой части газоподвода, объединенных в один блок винтами, при этом на выходной части вала подшипникового блока, соединенного через шестеренчатый редуктор с электроприводом форсажного устройства, выполнены кулачки подпружиненных ударных элементов, осевой и радиальные каналы прохода сжатого газа в зону разрушения пакета дисков на гранулы. Кроме этого, предусмотрен механизм предотвращения повреждения подвижных подпружиненных ударных элементов при разрушении последнего диска и холостом ходе и устройство перезарядки форсажного устройства пакетом дисков, выполненного в виде винтовой пары - винта, установленного передней резьбовой частью в резьбовую часть резьбовой втулки газоподвода со стопорным устройством удержания крышки в рабочем положении, и гайки с рукоятками и прижимной втулкой с окнами доступа к стопорному устройству. Изобретение обеспечивает увеличение тяги реактивного двигателя. 1 з.п. ф-лы, 10 ил.

Авиационный газотурбинный двигатель содержит диффузор, размещенный перед форсажной камерой и ограниченный трубчатой стенкой, именуемой обшивкой смешивания потоков, располагающейся внутри кожуха. Между кожухом и трубчатой стенкой предусмотрен кольцевой канал, предназначенный для движения вторичного холодного потока. Передние по потоку топливные инжекторы расположены на входе в диффузор. Позади передних инжекторов расположены стабилизаторы пламени. Трубчатая стенка потоков имеет двойную кривизну между радиальной плоскостью, содержащей передние топливные инжекторы, и радиальной плоскостью, располагающейся позади стабилизаторов пламени, и расширяется назад по потоку с возможностью торможения течения первичного газового потока F1 позади передних топливных инжекторов. Вокруг переднего по потоку участка трубчатой стенки диффузора предусмотрен кольцевой ковшовый заборник для отбора приточного воздуха в указанном кольцевом канале. В трубчатой стенке предусмотрены распределенные по окружности каналы, размещенные между находящимся выше по потоку концом ковша заборника и диффузором, внутри которого они выходят. Каналы проходят и выходят тангенциально к внутренней поверхности стенки диффузора, простирающейся между расположенными выше по потоку инжекторами и стабилизаторами пламени. Изобретение направлено на повышение эффективности охлаждения трубчатой стенки. 4 з.п. ф-лы, 2 ил.

Изобретение относится к двигателестроению, в частности к конструкциям диффузоров форсажных камер турбореактивных двухконтурных двигателей. Форсажная камера сгорания газотурбинного двигателя содержит расположенный в ее корпусе диффузор, образованный частью поверхности затурбинного обтекателя и экраном охлаждения, каждый из которых представляет собой тело вращения и фронтовое устройство. Часть поверхности экрана охлаждения и, по меньшей мере, часть поверхности затурбинного обтекателя в меридиональном сечении имеют профили, заданные полиномами. Поверхность экрана охлаждения выполнена с перегибом, в точке которого угол между касательной к поверхности экрана охлаждения и продольной осью форсажной камеры в меридиональном сечении составляет 20-35°. Угол между касательной к заданной полиномом части поверхности обтекателя в точке ее пересечения с боковой поверхностью обтекателя и продольной осью форсажной камеры в меридиональном сечении составляет 10-25°. Отношение площади выходного сечения диффузора к площадь поперечного сечения диффузора в точке перегиба равно или больше 0,8. Изобретение позволяет минимизировать потери полного давления в проточной части форсажной камеры, в частности, путем оптимального профилирования диффузора. 4 з.п. ф-лы, 2 ил.

Газотурбинный двигатель содержит всасывающую часть, выхлопную часть, которая расположена соосно с всасывающей частью, и импульсную детонационную систему (12), расположенную между упомянутыми всасывающей и выхлопной частями. Импульсная детонационная система имеет конфигурацию, обеспечивающую рост температуры и рост давления внутри газотурбинного двигателя и увеличение тяги двигателя. Импульсная детонационная система содержит форсажную камеру импульсной детонации, работающую в многостадийном режиме, содержащую преддетонационную камеру. Эксплуатация преддетонационной камеры предусматривает, по меньшей мере, первую рабочую стадию, на которой топливно-воздушная смесь, количество которой меньше стехиометрического, подается в нее. Форсажная камера также предусматривает, по меньшей мере, вторую рабочую стадию, во время которой стехиометрическая топливно-воздушная смесь подается в упомянутую форсажную камеру. Изобретение позволяет создать газотурбинный двигатель с оптимальной тягой при минимальном расходе топлива и с высоким КПД и улучшенной рабочей характеристикой в широком диапазоне скоростей полета. 2 н. и 8 з.п. ф-лы, 3 ил.

Изобретение относится к области двухконтурных турбореактивных двигателей, в частности к форсажным турбореактивным двигателям. Опорная стойка 13 предназначена для установки в радиальном положении в форсажном устройстве двухконтурного турбореактивного двигателя. Устройство содержит первый и второй внутренние кольцевые картеры, образующие канал для первичного потока, и наружный кольцевой картер, образующий вместе с первым внутренним кольцевым картером канал для вторичного потока. Стойка 13 содержит моноблочную конструкцию из композитного материала, содержащую две соединенные друг с другом стенки 14, 15, с одной стороны выполненные с возможностью формирования выемки 16, имеющей по существу V-образный профиль, и, с другой стороны, содержащие первые концевые части 17, соединенные между собой и выполненные с возможностью формирования ножки 18, и вторые концевые части 19, каждая из которых выполнена с возможностью формирования, по меньшей мере, одного фланца 20, 21, предназначенного для жесткого соединения с наружным кольцевым картером 5. Изобретение обеспечивает улучшение эксплуатационных характеристик, уменьшение тепловых перепадов между опорными стойками и картером. 2 н. и 29 з.п. ф-лы, 8 ил.

Газотурбинный двигатель снабжен центральной ступенью, расположенной в газовом тракте двигателя, и имеет вышерасположенную по направлению основного газового потока часть и нижерасположенную часть, сходящуюся в радиальном направлении, и стабилизатором пламени. Стабилизатор пламени расположен в газовом тракте за пределами центральной ступени. Центральная часть содержит средство изменения направления предварительного потока, расположенное в зоне вышерасположенного по направлению основного газового потока края указанной сходящейся в радиальном направлении нижерасположенной части и имеющее поверхность, выполненную расходящейся по направлению течения основного газового потока. Изобретение направлено на обеспечение эффективного и надежного поджига форсажной камеры сгорания. 3 н. и 7 з.п. ф-лы, 4 ил.

Форсажное кольцо для двухконтурного турбореактивного двигателя, в котором температура потока отработанных газов первичного контура превышает температуру воздушного потока вторичного контура, имеет поворотную ось симметрии, совпадающую с осью вращения турбореактивного двигателя, содержит с одной стороны передний кольцевой кожух, образующий кольцевой канал, открытый в осевом направлении в сторону выхода, и с другой стороны рампу топливных форсунок, расположенную в кольцевом канале. Образовано множеством соединенных между собой секторов кольца. Каждый из секторов содержит сектор переднего кольцевого кожуха, каждый из которых оборудован топливным впуском, соединенным с рампой топливных форсунок. Передняя поверхность переднего кольцевого кожуха выполнена с возможностью контакта с первичным потоком. Каждый сектор кольца содержит соединительное средство, расположенное в кольцевом канале на входе рампы топливных форсунок, для установки с одной стороны топливного впуска и с другой стороны вентиляционной камеры, выполненной в кольцевом канале, по меньшей мере, на части длины сектора переднего кольцевого кожуха и на входе рампы топливных форсунок. Каждый сектор переднего кольцевого кожуха оборудован впуском вторичного воздуха, выходящего из вентиляционной камеры (2) для охлаждения рампы топливных форсунок. На выходе рампы топливных форсунок предусмотрен сектор заднего кольцевого кожуха для защиты этой рампы. Изобретение направлено на снижение термических напряжений и повышение кпд форсированного режима. 3 н. и 7 з.п. ф-лы, 12 ил.

Форсажная камера газотурбинного двигателя 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. Перфорация на обтекателе выполнена в виде двух участков. Один участок выполнен на выходе обтекателя на расстоянии не более 40% от длины обтекателя по его оси. Второй участок выполнен с безвтулочной перфорацией в начале перед стабилизатором пламени, отстоящим от конца обтекателя на 50-59,9% от его длины по оси. При этом обтекатель дополнительно может содержать обруч. В обтекателе и прикрепленном к нему обруче могут быть выполнены отверстия, образующие участок с безвтулочной перфорацией. Изобретение позволяет оптимизировать работу форсажной камеры за счет обеспечения необходимых частотных характеристик колебательного процесса во внутренних полостях форсажной камеры и обтекателя и тем самым - гашение избыточных колебаний давления и скорости газа. 3 з.п. ф-лы, 3 ил.

Турбореактивный двигатель содержит газогенератор, сопло и форсажное устройство с корпусами, образующими корпус двигателя. Форсажное устройство размещено по периметру сопла и выполнено в виде кольцевой камеры с соединенными с ней газодинамическими резонаторами и установленной относительно них с зазором задней стенкой, соединенной с соплом и выполненной с отверстиями, соосными газодинамическим резонаторам. Каждый газодинамический резонатор выполнен в виде профилированного элемента, преимущественно чашеобразной формы, направленного своей вогнутой поверхностью к отверстиям в задней стенке, и кольцевого сопла, образованного кромками профилированного элемента и соосного ему отверстия в задней стенке. В местах отверстий на задней стенке форсажного устройства закреплены эжекторные насадки. Изобретение позволяет увеличить удельную тягу и экономичность двигателя без увеличения габаритов и веса конструкции, а также при неизменном расходе. 4 з.п. ф-лы, 5 ил.

Смеситель форсажной камеры турбореактивного двухконтурного относится к элементам конструкции форсажных камер турбореактивных двухконтурных двигателей и позволяет решить задачу повышения запаса устойчивости к виброгорению. Смеситель 4 распределяет воздух наружного контура и затурбинный газ, которые проходят через карманы 6 и лепестки 5, смешиваются на участке между торцевыми кромками 7 смесителя 4 и стабилизаторами пламени 3. В газовый поток подается топливо через коллекторы 2. Топливовоздушная смесь выгорает за стабилизаторами пламени 3. Каждая порция топлива из коллекторов 2 попадает в воздушный поток, каждый элемент которого имеет свое количество движения и свое направление движения. Благодаря этому каждая порция топлива из коллекторов 2 имеет свое собственное время подготовки к горению и свое индивидуальное время выгорания, поэтому форсажная камера ТРДД, в которой установлен предлагаемый смеситель, менее склонна к виброгорению. 3 ил.

Газотурбинный двигатель снабжен центральной ступенью, расположенной в газовом тракте двигателя от его вышерасположенной по направлению основного газового потока части до нижерасположенной части и имеющей нижерасположенное по направлению основного газового потока устройство факела выхлопных газов и направляющее устройство. Газотурбинный двигатель также снабжен группой лопаток, группой топливных форсунок и группой воспламенителей. Направляющее устройство расположено в зоне вышерасположенного по направлению основного газового потока края устройства факела выхлопных газов. Группа лопаток расположена в газовом тракте за пределами центральной ступени. Лопатки содержат простирающиеся сквозь них распылительные направляющие. Топливные форсунки установлены на внутренних концах соответствующих распылительных направляющих. Каждая форсунка имеет вход, выход и проход между входом и выходом. Проход имеет часть, расположенную с возможностью направления потока топлива на первую часть поверхности прохода, расположенную поперек и расходящуюся вниз по направлению потока, с последующим отклонением потока топлива первой частью поверхности и выхода его из форсунки. Воспламенители расположены в соответствующих распылительных направляющих с возможностью поджига указанного топлива из соответствующей топливной форсунки. Изобретение обеспечивает надежный поджиг форсажной камеры, улучшает рециркуляцию топлива в потоке. 4 н. и 9 з.п. ф-лы, 8 ил.

Способ создания реактивной тяги в турбореактивном двигателе, имеющем связанный с турбиной компрессор, осуществляется путем предварительного сжатия воздуха, который подают одновременно с горючим в камеру сгорания. Полученный при сгорании горючего газ применяют для приведения в действие турбины. Сжигают дополнительное горючее во второй камере сгорания, установленной за турбиной. Получаемый в камерах сгорания газ направляют в сопло и при этом создают реактивную тягу. При этом за турбиной образуют равномерный по окружности кольцеобразный поток вышедшего из турбины газа, направление движения которого изменяют, направляя его к линии оси двигателя в размещенную за турбиной вторую камеру сгорания. Создают встречные радиальные концентрические потоки газа, которые сталкивают в центре второй камеры сгорания с взаимным их торможением и переходом кинетической энергии газа в его нагревание и сжатие. В этой области повышенного сжатия газа осуществляют сжигание дополнительного горючего. При этом во вторую камеру сгорания подают газ с достаточным количеством кислорода для сжигания дополнительного горючего. Изобретение позволяет повысить тягу. 2 н. и 2 з. п. ф-лы, 1 ил.

Форсажная камера сгорания турбореактивного двигателя содержит наружную стенку и последовательно расположенные по тракту двигателя затурбинный канал с обтекателем, фронтовое устройство с V-образным стабилизатором пламени, внутри которого размещены форсунки горелочного устройства. По продольной оси форсажной камеры сгорания расположено центральное тело с внутренней полостью, образованное верхней и нижней плоскими стенками и имеющее утолщенную закругленную входную часть и клиновидную выходную. V-образный стабилизатор пламени выполнен из двух кольцевых сегментов, каждый из которых симметричен друг другу относительно продольной оси форсажной камеры сгорания, расположен в полуокружности поперечного сечения форсажной камеры сгорания перед центральным телом и отстоит от другого кольцевого сегмента на расстоянии не менее максимальной толщины поперечного сечения центрального тела. Центральное теле закреплено посредством обтекаемой формы пустотелых пилонов на стенке форсажной камеры сгорания и снабжено двумя плоскими панелями, шарнирно прикрепленными к его входной части над и под плоскими стенками с приданием обтекаемой формы центральному телу. Задние части панелей с каждой боковой стороны, например, шарнирно-рычажной системой соединены с приводом для осуществления их отклонения от плоских стенок. На входной части и в плоских стенках центрального тела выполнены сквозные отверстия, соединенные с его внутренней полостью, которая сообщена с внутренними полостями пилонов и далее через отверстия в стенке форсажной камеры сгорания - с внутренней полостью трубопроводов подвода охлаждающего воздуха, например, из компрессора одноконтурного двигателя или из одного из наружных контуров многоконтурного двигателя. 2 з.п. ф-лы, 6 ил.