ФРОНТОВОЕ УСТРОЙСТВО КАМЕРЫ СГОРАНИЯ ГАЗОТУРБИННОГО ДВИГАТЕЛЯ Российский патент 1995 года по МПК F02K3/10 F23R3/20 

Изобретение относится к авиадвигателестроению, в частности к камерам сгорания газотурбинных двигателей, работающих на водороде.

В качестве прототипа изобретения выбрано техническое решение фронтового устройства газотурбинного двигателя, содержащие установленные внутри корпуса под углом к его стенке стабилизаторы с V-образными полками, оснащенные топливными коллекторами с выпускными соплами и имеющими штуцера для присоединения к топливной магистрали [1]
Целью изобретения является повышение полноты сгорания и обеспечения устойчивости процесса горения водорода в камере сгорания при изменении режимов ее работы в широком диапазоне.

На фиг.1 представлен общий вид камеры сгорания "пароводородного" ракетно-турбинного двигателя; на фиг.2 необходимые проекции и сечения фронтового устройства камеры сгорания, поясняющие сущность изобретения.

Камера 1 сгорания РТД содержит конический диффузор 2, фронтовое устройство 3, камеру 4 и переходник 5. Фронтовое устройство 3 состоит из цилиндрического корпуса 6, оснащенного фланцами 7, коллектора 8, выполненного в виде тора на внешней поверхности, установленных внутри под углом 148 градусов к стенке по потоку стабилизаторов 9 с V-образными полками с углом 10 градусов при вершине и выпускных сопел 10, выполненных в пластине 11 закрывающей встык его торцевую часть и направленных параллельно оси по потоку с отношением шага к диаметру сопла равным 3.5. Стабилизаторы 9 в центре камеры соединены посредством полого конуса 12, полость которого посредством отверстий в стенке соединена с их полостями, где его основание закрыто шайбой 13, заглубленной внутрь конуса и имеющей выпускное сопло 14 в центре. Для соединения с топливной магистралью коллектор 8 оснащен штуцерами 15. Полости коллектора 8 сообщаются с полостями топливного коллектора, образованного внутри стабилизаторов 9, посредством отверстий выполненных в стенке цилиндрического корпуса 6.

Фронтовое устройство работает следующим образом.

Воздух из-за компрессора поступает на вход диффузора 2 камеры сгорания 1, где уменьшается скорость потока и выравниваются пульсации давления. Водород по топливной магистрали через штуцер 15 подается в полость коллектора 8, где через отверстия в стенке корпуса 6 он поступает в полости стабилизаторов 9. Откуда, через выпускные сопла 10, водород попадает в зону рециркуляции потока воздуха за стабилизатором 9, где происходит его смещение. Стабилизаторы 9 установлены под углом 148 градусов к стенке по потоку, что позволяет получить необходимый профиль распределения концентрации водорода в смеси. Из-за большого диаметра выпускного сопла 14 в центре конуса 12 в зоне смешения в центре образуется зона богатой смеси, которая поджигается запальником установленным на корпусе камеры 4. Место установки запальника показано на фиг.1 осевой линией, проведенной на расстоянии 45 мм от фланца. Смесь за стабилизатором поджигается по принципу огненной дорожки. Такое распределение смеси позволяет наиболее эффективно организовывать процесс горения и его устойчивость при различных изменениях режима работы.

Использование: в авиадвигателестроении. Сущность изобретения: камера сгорания пароводородного ракетно-турбинного двигателя состоит из четырех основных узлов: диффузора, фронтового устройства, камеры и переходника. Фронтовое устройство имеет цилиндрический корпус с фланцами для соединения с другими узлами, внешнюю поверхность которого охватывает тор, где внутри под углом 148° к стенке установлены лучами по радиусу стабилизаторы с V-образными полками с углом 10° при вершине, которые оснащены топливным коллектором с выпускными соплами, выполненными в пластине, закрывающей встык торцевую часть стабилизатора. Сопла направлены по потоку параллельно оси. В центре стабилизаторы соединены посредством полого конуса. Сообщение с полостью конуса осуществляется через отверстия в его стенке, выполненные внутри их полостей. Основание конуса закрыто шайбой, устанавленной в глубине его с выпускным соплом в центре. Отношение шага сопла коллектра стабилизатора к его диаметру равно 3,5. Для соединения с топливной магистралью тор оснащен штуцерами. Через отверстие в поверхности стенки корпуса полость тора сообщается с внутренними полостями стабилизаторов, образуя топливный коллектор. 2 ил.

ФРОНТОВОЕ УСТРОЙСТВО КАМЕРЫ СГОРАНИЯ ГАЗОТУРБИННОГО ДВИГАТЕЛЯ, содержащее установленные внутри корпуса под углом к его стенке стабилизаторы с V-образными полками, оснащенные топливными коллекторами с выпускными соплами и имеющими штуцеры для присоединения к топливной магистрали, отличающееся тем, что при выполнении газотурбинного двигателя в виде водородного ракетного устройство снабжено соединяющим стабилизаторы полым конусом с основанием, закрытым шайбой, заглубленной внутрь конуса и имеющей выпускное сопло в центре, стабилизаторы снабжены пластиной, закрывающей встык их торцевую часть, выпускные сопла топливных коллекторов размещены в пластине в направлении по потоку параллельно оси с шагом, равным 3,5 их диаметра, корпус выполнен в виде цилиндрической жаровой трубы, топливные коллекторы в форме тора, охватывающего внешнюю поверхность корпуса.