Камеры сгорания непрерывного действия, использующие жидкое или газообразное топливо: ...средства стабилизации пламени, например стабилизаторы пламени в камерах дожигания реактивных двигательных установок – F23R 3/18

Изобретение относится к области авиационной техники. Сверхзвуковой плазмохимический стабилизатор горения для прямоточной камеры сгорания состоит из установленных в проточной части камеры сгорания двух последовательно расположенных по потоку электродов, выполненных в виде обтекаемых пилонов с симметричными аэродинамическими профилями, один из которых - анод, электрически изолирован от металлической стенки камеры сгорания и оборудован трубкой для подвода топлива и инжекторами для впрыска топлива в поток, при этом анод имеет излом так, что корневая часть анода имеет отрицательную стреловидность относительно направления потока, а концевая - нулевую стреловидность, а второй электрод - катод расположен в следе за первым и непосредственно закреплен на стенке камеры сгорания, в анод дополнительно встроены трубка и инжекторы для впрыска в поток одновременно с топливом химически активных добавок, торец концевой части анода со стороны набегающего потока имеет выступ в виде тонкой прямоугольной пластины, расположенной в плоскости симметрии пилона, задняя кромка пластины скошена и имеет скругления в угловых точках, при этом угол между торцевой поверхностью и задней кромкой анода также скруглен. Кроме того, на задней кромке концевой части анода в зоне формирования области пониженного давления может быть расположен зубец, например, треугольной или иной формы для обеспечения привязки к нему канала разряда. Изобретение позволяет обеспечить надежное воспламенение и стабилизацию горения углеводородных топлив в прямоточных сверхзвуковых камерах сгорания в условиях, когда традиционные газодинамические методы не позволяют этого сделать (низкие статические температуры и давления, бедные смеси). 1 з.п. ф-лы, 2 ил.

Изобретение относится к теплоэнергетике и может быть использовано при создании и модернизации энергетических газотурбинных установок, потребляющих в качестве энергетического газотурбинного топлива природный газ и другие виды газообразного топлива. Способ сжигания топлива в камере сгорания газотурбинной установки заключается в том, что топливо предварительно смешивают с воздухом в определенном соотношении компонентов. Топливно-воздушную смесь пропускают через объемную матрицу. На выходе из матрицы поддерживают пламя в режиме поверхностного горения при ламинарном потоке топливно-воздушной смеси и при температуре от 1200 до 1500K. Устройство для реализации способа содержит корпус с входом для подвода топливно-воздушной смеси и выходом для вывода продуктов сгорания. Внутри корпуса помещена объемная матрица, изготовленная из жаропрочного материала, проницаемого для топливно-воздушной смеси. Объемная матрица выполнена с полостями, которые соединены с выходом для вывода продуктов сгорания. Изобретение направлено на снижение температуры процесса сжигания, уменьшение выбросов окислов азота, улучшение температурной однородности продуктов сгорания, упрощение конструкции камеры сгорания с одновременным уменьшением ее объема. 2 н. и 3 з.п. ф-лы, 1 ил.

Способ стабилизации процесса горения в камере сгорания прямоточного воздушно-реактивного двигателя, работающей на жидком углеводородном топливе, основан на создании вихревых зон с помощью стабилизаторов пламени в виде плохо обтекаемых тел. В вихревую зону за стабилизаторного пространства вдувают газообразные продукты термохимической конверсии жидкого углеводородного топлива, получаемые на борту летательного аппарата. Камера сгорания прямоточного воздушно-реактивного двигателя летательного аппарата содержит стабилизаторы пламени в виде плохо обтекаемых тел, форсунки для подачи жидкого углеводородного топлива за стабилизаторное пространство. На борту летательного аппарата установлен автономный термохимический реактор для производства газообразного горючего из углеводородного топлива, который соединен трубопроводом с отверстиями, расположенными на внутренней поверхности стабилизатора пламени, обращенной вниз по потоку. Изобретение направлено на увеличение полноты сгорания топлива и тяговой отдачи летательного аппарата. 2 н. и 1 з.п. ф-лы, 3 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.

Изобретение относится к горелкам для газовых турбин и, в частности, к горелкам, выполненным с возможностью стабилизации горения в двигателе. Горелка для камеры сгорания газовой турбины содержит цилиндрический корпус и стабилизатор пламени, причем корпус имеет на своих противоположных по оси концах вышерасположенную и нижерасположенную по направлению основного потока крайние части, по меньшей мере, один входной топливный канал и, по меньшей мере, один входной воздушный канал, выполненные в корпусе с возможностью соответственно подачи топлива и воздуха во внутреннюю смесительную камеру, сформированную в нижерасположенной по направлению основного потока крайней части корпуса, их завихрения и смешивания в ней, а стабилизатор пламени имеет основную часть, сопряженную с корпусом горелки. Стабилизатор пламени расположен внутри смесительной камеры и содержит тело необтекаемой формы, вытянутое от основной части вдоль оси вниз по направлению основного потока через смесительную камеру с возможностью регулирования положения точки воспламенения ниже смесительной камеры по направлению основного потока. Горелка дополнительно содержит узел огнеупорной амбразуры, образующий внутреннюю камеру рециркуляции и выход горелки и расположенный смежно с нижерасположенной по направлению основного потока крайней частью корпуса горелки с возможностью приема предкамерных газов из смесительной камеры и рециркуляции части газообразных продуктов сгорания вверх по направлению основного потока со стабилизированием горения. Тело необтекаемой формы центрировано по оси в смесительной камере и имеет коническую часть. Тело необтекаемой формы имеет увеличенную в радиальном направлении головную часть. Горелка имеет величину вихревого отношения больше примерно 0,6 за счет определенной длины стабилизатора пламени в направлении оси. По меньшей мере, один входной воздушный канал направлен в основном по радиусу внутрь корпуса. По меньшей мере, один входной топливный канал расположен с возможностью направления топлива в смесительную камеру в основном в осевом направлении. По меньшей мере, один входной топливный канал содержит спиралевидную часть придания потоку топлива углового количества движения. Тело необтекаемой формы имеет группу простирающихся по оси бороздок, выполненных на его наружной поверхности. Изобретение позволяет повысить стабилизацию процесса горения, уменьшить пульсации давления, снизить шум и выброс NO_X. 3 н. и 17 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.

Камера сгорания содержит соосные наружный и внутренний корпуса, диффузор на входе, жаровую трубу в полости между корпусами, основную и дополнительную топливные системы с раздельными пневматическими форсунками. Жаровая труба включает наружную и внутреннюю обечайки с поясами поперечных отверстий. Фронтовая решетка содержит полый кольцевой стабилизатор пламени -образного сечения, обращенный передней кромкой со сквозными отверстиями в сторону диффузора, и размещенные с зазором на его боковых стенках радиальные стабилизаторы пламени, ограниченные по свободным концам обечайками жаровой трубы. Радиальные стабилизаторы в поперечном сечении выполнены в виде клиновидных профилей с передними кромками, обращенными в сторону диффузора, и торцевыми участками напротив них, обращенными в сторону жаровой трубы. Топливные системы содержат два коллектора, расположенных в полости кольцевого стабилизатора пламени. Форсунки основного топлива выходят на боковые стенки кольцевого стабилизатора перед фронтовой решеткой. Форсунки дополнительного топлива обращены в сторону выхода жаровой трубы. На выходе всех форсунок установлены пневматические патрубки, сообщающиеся своими входами с полостью кольцевого стабилизатора. Каждый патрубок форсунки дополнительной топливной системы снабжен на выходе перегородкой, установленной под углом к его продольной оси, и образует со стенкой последнего щелевое сопло, расположенное тангенциально к продольной оси кольцевого стабилизатора. Изобретение обеспечивает сокращение длины камеры сгорания, получение заданного поля температур на выходе камеры сгорания, снижение уровня дымления и эмиссии вредных веществ. 2 н. и 15 з.п. ф-лы, 4 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.