СПОСОБ РОЗЖИГА КАМЕРЫ СГОРАНИЯ АВИАЦИОННЫХ ГАЗОТУРБИННЫХ ДВИГАТЕЛЕЙ Российский патент 2020 года по МПК F02C7/266 

Изобретение относится к технике запуска авиационных двигателей, в частности к системам запуска камер сгорания с электрическими системами зажигания.

Известен способ воспламенения топливовоздушной смеси в камерах сгорания авиационных ГТД [М.А. Алабин, Б.М. Кац, Ю.А. Литвинов. Запуск авиационных газотурбинных двигателей. - М.: Машиностроение, 1968 (см. с. 62, рис. 43, с. 55, рис. 38), А.А. Иноземцев, М.А. Нихамкин, В.Л. Сандрацкий. Основы конструирования авиационных двигателей и энергетических установок: учеб / - М.: Машиностроение, 2008. - Т. 3 - с. 89, рис. 11.15], заключающийся в том, что в камеру сгорания от компрессора подают воздух, создают электрический разряд на рабочем торце свечи, установленной с минимальным радиальным зазором в стенке жаровой трубы камеры сгорания, на рабочий торец свечи зажигания подают распыленное форсункой топливо.

Использование этого способа ограничено низкими температурами горения топливовоздушной смеси в камерах сгорания. При высоких температурах горения топливовоздушной смеси после ее воспламенения в камере сгорания при работе двигателя на крейсерском или максимальном режимах происходит перегрев рабочего торца свечи зажигания и, как следствие, ее отказ. Меньшее заглубление свечи зажигания в камеру сгорания, ее размещение в зоне протекания пристеночного потока воздуха, используемого для пленочного охлаждения стенки жаровой трубы, например, при установке рабочего торца свечи зажигания близко к внутренней поверхности жаровой трубы камеры сгорания или в зоне, отдаленной от зоны обратных токов с целью уменьшения ее перегрева, приводит к экранированию потоком (струями) охлаждающего воздуха электрического разряда на рабочем торце свечи зажигания от распыляемого форсункой топлива, исключает его контакт с плазмой электрического разряда или значительно обедняет топливовоздушную смесь в зоне локализации искрового разряда. Это приводит к невоспламенению топливовоздушной смеси в камере сгорания.

Надежное воспламенение топливовоздушной смеси и розжиг камеры сгорания обеспечиваются только при локализации части начального очага пламени (воспламененного топлива) в зоне обратных токов камеры сгорания [М.А. Алабин, Б.М. Кац, Ю.А. Литвинов. Запуск авиационных газотурбинных двигателей. - М.: Машиностроение, 1968 (см. с. 66)]. Обеднение топливовоздушной смеси, экранирование электрического разряда на рабочем торце свечи от распыленного топлива вызывает необходимость увеличения энергии, выделяемой в электрическом разряде на свече зажигания. Это может быть достигнуто за счет увеличения энергии, запасаемой на накопительном конденсаторе в случае применения на двигателе емкостных агрегатов зажигания или преобразователей плазменных агрегатов зажигания, что в свою очередь приводит к значительному увеличению массы и габаритов системы зажигания в целом. Повышение энергии и мощности электрического разряда на свечах зажигания приводит к уменьшению их ресурса, т.к. при этом увеличивается электроэрозионная выработка электродов в зоне искрового зазора, более интенсивно увеличивается искровой зазор в свечах, что уменьшает их ресурс по количеству включений, т.е. запусков двигателя, вследствие увеличения пробивного напряжения искрового промежутка до значений, близких к развиваемым агрегатом зажигания при более низкой наработке двигателей по количеству запусков [А.Н. Лефевр. Процессы в камерах сгорания ГТД. Перевод с англ. - М.: Мир, 1996 г].

Таким образом, описанный в [М.А. Алабин, Б.М. Кац, Ю.А. Литвинов. Запуск авиационных газотурбинных двигателей. - М.: Машиностроение, 1968 (см. с. 62, рис. 43, с. 55, рис. 38), А.А. Иноземцев, М.А. Нихамкин, В.Л. Сандрацкий. Основы конструирования авиационных двигателей и энергетических установок: учеб / - М.: Машиностроение, 2008. - Т. 3 - с. 89, рис. 11.15] способ воспламенения топливовоздушной смеси в камере сгорания авиационных двигателей обладает существенными недостатками, ограничивающими его применение в современных газотурбинных двигателях, характеризующихся повышенной температурой сгорания топливовоздушной смеси в камерах сгорания, малыми размерами камер сгорания, высокой скоростью топливовоздушной смеси в камерах сгорания, необходимостью обеспечения их розжига во всем диапазоне высот полета без использования кислородной подпитки, требованиями по уменьшению массы и габаритов агрегатов, комплектующих двигатель, в т.ч. агрегатов зажигания.

Указанных недостатков частично лишен способ воспламенения топливовоздушной смеси в камерах сгорания авиационных двигателей, реализованный в [Авиационные газотурбинные двигатели Д30КУ, Д30КП, - М.: Машиностроение, 1988 г. (с. 198, 199), Патент РФ №2002086, МПК F02C 7/26, Патент РФ №2338910, МПК F02C 7/266, Н01Т 13/06, Патент США №4771209, МПК Н01Т 13/32, Патент Германии №3841941, МПК Н01Т 13/16, Н01Т 13/20, Н01Т 13/32, Н01Т 13/39, Н01Т 13/52, Н01Т 13/00, Европейский патент №1975512, МПК F23R 3/04, Свеча зажигания полупроводниковая СП-06 ВП. Техническое описание и инструкция по эксплуатации 8Г3.242.001 ТО (редакция 2-66) -ФГУП УНПП «Молния», Свеча зажигания полупроводниковая СП-06 ВП-3. Техническое описание и инструкция по эксплуатации 8Г3.240.017 ТО (редакция 1-69) -ФГУП УНПП «Молния»], и заключающийся в том, что воздух от компрессора подают в камеру сгорания, из вторичного контура камеры сгорания воздух подают в коаксиальный зазор между свечой зажигания и специальной втулкой, установленной между наружным корпусом камеры сгорания и стенкой жаровой трубы, из указанного зазора воздух подают во внутренний объем жаровой трубы камеры сгорания через коаксиальный зазор или равномерно расположенные в торце специальной втулки отверстия, создают электрический разряд на рабочем торце свечи зажигания, который расположен внутри специальной втулки, подают на рабочий торец свечи зажигания топливо, распыляемое форсункой.

На фиг. 1 представлены примеры реализации этого способа розжига камер сгорания. Данный способ воспламенения топливовоздушной смеси в камерах сгорания авиационных двигателей, по сравнению с описанным в [М.А. Алабин, Б.М. Кац, Ю.А. Литвинов. Запуск авиационных газотурбинных двигателей. - М.: Машиностроение, 1968 (см. с. 62, рис. 43, с. 55, рис. 38), А.А. Иноземцев, М.А. Нихамкин, В.Л. Сандрацкий. Основы конструирования авиационных двигателей и энергетических установок: учеб / - М.: Машиностроение, 2008. - Т. 3 - с. 89, рис. 11.15.], позволяет обеспечить допустимое тепловое состояние рабочего торца свечи для нормальной эксплуатации с приемлемым ресурсом за счет охлаждения его потоком воздуха, отбираемым из вторичного контура камеры сгорания, посредством коаксиально установленной свечи зажигания и специальной втулки (кожуха охлаждения). Однако используемый для охлаждения свечи зажигания воздух, сбрасываемый вокруг ее рабочего торца во внутренний объем камеры сгорания (жаровой трубы), экранирует создаваемый на рабочем торце электрический разряд от поступившего от форсунки распыленного топлива. Это требует повышения давления пускового броска топлива при выполнении как наземного запуска, так и запуска газотурбинных двигателей в высотных условиях (как с режима авторотации, так и при противопомпажном запуске), ограничивает диапазон розжига камеры сгорания по высоте и скорости полета двигателя.

В устройствах [Патент РФ №2130222, МПК Н01Т 13/16, Патент РФ №2215348, МПК Н01Т 13/20, Патент РФ №2277278, МПК Н01Т 13/06, F02C 7/266,. Патент РФ №2136094, МПК Н01Т 13/06, Н01Т 13/00], несмотря на конструктивные различия, реализован один и тот же способ воспламенения топливовоздушной смеси в камерах сгорания, частично лишенный указанных недостатков и который заключается в том, что воздух от компрессора подают в камеру сгорания, из вторичного контура камеры сгорания воздух подают в коаксиальный зазор между свечой зажигания и специальной втулкой (кожухом), установленной между наружным корпусом камеры сгорания и корпусом жаровой трубы, далее воздух из коаксиальной щели между свечой зажигания и специальной втулкой подают во внутренний объем жаровой трубы камеры сгорания через цилиндрическую поверхность специальной втулки вдоль стенки жаровой трубы, обращенной к зоне горения, в сторону турбины газотурбинного двигателя по потоку движения топливовоздушной смеси, создают электрический разряд на рабочем торце свечи зажигания, подают на рабочий торец свечи топливо, распыляемое форсункой.

При подаче воздуха, используемого для охлаждения корпуса и рабочего торца свечи, во внутренний объемкамеры сгорания вдоль внутренней стенки жаровой трубы в направлении турбины двигателя, исключается экранирование топливовоздушной смеси воздухом, сбрасываемым из специальной втулки и поступающим к рабочему торцу свечи с расположенным на ней искровым зазором. Тем самым улучшается контакт распыляемого форсунками топлива с электрическим разрядом, создаваемым на рабочем торце свечи, улучшаются условия для воспламенения топливовоздушной смеси, расширяется диапазон розжига камеры сгорания по высоте и скорости полета при высотном запуске двигателей, а также улучшаются условия надежного воспламенения по температуре при наземном запуске двигателя. Это выгодно отличает способ воспламенения топливовоздушной смеси, от других известных, описанных выше аналогов. Пример его реализации показан на фиг. 2.

Однако и этот способ воспламенения топливовоздушной смеси в камерах сгорания авиационных двигателей, имеет ряд существенных недостатков, ограничивающих его применение.

Перспективы развития авиационных газотурбинных двигателей связаны с уменьшением габаритов камер сгорания, уменьшением эмиссии вредных выбросов в атмосферу. Реализация этих требований связана с широким внедрением в практику двигателестроения так называемых малоэмиссионных камер сгорания (МЭКС). Перспективные МЭКС предполагают работу на бедных топливовоздушных смесях, а их относительно малые габариты уменьшают время пребывания движущейся топливовоздушной смеси в камерах сгорания, в том числе на режимах запуска в камерах сгорания. Кроме этого, растет и скорость топливовоздушной смеси в камерах сгорания. Появляется необходимость воспламенения топливовоздушной смеси, двигающейся в камере сгорания с большой скоростью. Увеличение скорости топливовоздушной смеси и ее обеднение приводит к росту требуемой для ее воспламенения энергии, реализуемой в электрическом разряде на рабочем торце свечи зажигания, к уменьшению диапазона розжига камер сгорания по высоте и скорости полета, по температуре окружающего воздуха при наземном запуске [А.А. Иноземцев, М.А. Нихамкин, В.Л. Сандрацкий. Основы конструирования авиационных двигателей и энергетических установок: учеб / - М.: Машиностроение, 2008. - Т. 2 (см. с. 111, рис. 6.57), А.Н. Лефевр. Измерение минимальной энергии зажигания в струе керосино-воздушной смеси. - Combustion and Flame №1, август 1976 г.]. Это обстоятельство для обеспечения надежного розжига камер сгорания авиационных двигателей требует применения агрегатов зажигания с повышенной энергоемкостью - с запасенной на накопительном конденсаторе энергией до 18-20 Дж [Агрегат зажигания ПВФ-22-20. Руководство по технической эксплуататции 8Г3.246.269 РЭ. ФГУП УНПП «Молния», Агрегат зажигания ПВФ-22-20-10. Техническое описание и инструкция по эксплуатации 8Г3.246.269-01 РЭ. - ФГУП УНПП «Молния»], что увеличивает габариты и массу электрических систем зажигания, применяемых на современных двигателях с МЭКС, уменьшает частоту следования искровых разрядов на свечах при неизменной мощности, потребляемой от ботовой сети.

Указанных недостатков частично лишен способ розжига камер сгорания авиационных двигателей, принятый за прототип, заключающийся в том, что воздух от компрессора подают в камеру сгорания, из вторичного контура камеры сгорания воздух подают в зазор, образованный между свечой зажигания и специальной втулкой, установленной между наружным корпусом камеры сгорания и корпусом жаровой трубы, воздух из зазора между специальной втулкой и свечой зажигания подают во внутренний объем жаровой трубы параллельно оси свечи через рабочий торец специальной втулки только с одной ее стороны, обращенной к турбине двигателя, в направлении, перпендикулярном движению топливовоздушной смеси в зоне расположения свечи зажигания, создают электрический разряд на рабочем торце свечи зажигания, подают на рабочий торец свечи топливо, распыляемое форсункой [Патент РФ №2460895, МПК F02C 7/266, Н01Т 13/16].

Односторонняя со стороны турбины подача воздуха во внутренний объем жаровой трубы обеспечивает доступ распыленного топлива в зону рабочего торца свечи, на котором при воспламенении топливовоздушной смеси создается электрический разряд, при этом исключается экранировка поступающей к искровому зазору топливовоздушной смеси потоком охлаждаемого воздуха. Пространственная струя воздуха, сбрасываемая во внутренний объем жаровой трубы, приводит к образованию перед ней передней отрывной зоны течения воздуха от завихрителей с малыми скоростями. Попадание в эту зону распыленного топлива и плазмы электрического разряда приводит к воспламенению топливовоздушной смеси. Таким образом, способ подачи в жаровую трубу воздуха, используемого для охлаждения корпуса и рабочего торца свечи, играет роль аэродинамического стабилизатора пламени. После воспламенения горение распространяется по всему объему жаровой трубы см. фиг. 3.

Как известно, уменьшение скорости топливовоздушной смеси в зоне расположения рабочего торца свечи в камере сгорания позволяет уменьшить требуемую для розжига камеры сгорания запасенную в агрегате зажигания энергию, расширить диапазон розжига камеры сгорания [А.А. Иноземцев, М.А. Нихамкин, В.Л. Сандрацкий. Основы конструирования авиационных двигателей и энергетических установок: учеб / - М.: Машиностроение, 2008. - Т. 2 (см. с. 111, рис. 6.57), А.Н. Лефевр. Измерение минимальной энергии зажигания в струе керосино-воздушной смеси. - Combustion and Flame №1, август 1976 г].

Таким образом, этот способ розжига камер сгорания авиационных газотурбинных двигателей, принятый за прототип [Патент РФ №2460895, МПК F02C 7/266, Н01Т 13/16], позволяет расширить диапазон розжига камер сгорания, высотность их запуска и уменьшить массу электрической системы зажигания, применяемой для генерации электрического разряда, за счет уменьшения запасаемой в ней энергии, соответственно и емкости накопительного конденсатора, его габаритов и массы. В целом, способ розжига камер сгорания, принятый за прототип, за счет расширения диапазона розжига камер сгорания по высотности и скорости полета, также диапазона температур окружающего воздуха позволяет повысить надежность запуска авиационных двигателей и может быть использован для перспективных МЭКС газотурбинных двигателей и промышленных ГТУ.

В тоже время способ розжига, принятый за прототип, имеет существенный недостаток, обусловленный тем, что воздух, отбираемый из впускного контура камеры сгорания, используется при его попадании в зазор между корпусом свечи зажигания и специальной втулки, кроме формирования указанного выше так называемого аэродинамического стабилизатора в зоне под рабочим торцом свечи зажигания, только для охлаждения корпуса свечи зажигания и рабочего торца специальной втулкой. В результате при использовании этого способа розжига в теплонапряженных камерах сгорания при значительном повышении температуры топливовоздушной смеси в зоне рабочего торца, достигающей (1000-1100)°С на рабочий керамический изолятор свечи зажигания, воздействующий высокий градиент температур, характеризующийся повышенной скоростью изменения температуры в зоне рабочего торца. Высокий градиент температуры по оси изолятора и в его поперечных сечениях приводит в процессе цикличного воздействия температуры (запусков двигателя) к возникновению радиальных трещин в керамическом изоляторе (см. фиг. 4), которые в процессе наработки, соответствующего увеличения искрового зазора за счет электроэрозионной выработки контактов электродов, приводят к электрическому пробою по ним, т.е. к отсутствию искрообразования на рабочем торце свечи зажигания, к срыву розжига камеры сгорания. Задача решаемая предлагаемым изобретением - исключение трещинообразования в рабочем керамическом изоляторе свечи зажигания при сохранении диапазона розжига камеры сгорания, повышение термостойкости запального устройства, образованного свечой зажигания и специальной втулкой.

Поставленная задача решается предлагаемым способом розжига камер сгорания авиационных двигателей, заключающимся в том, что воздух из вторичного контура камеры сгорания подают в зазор, образованный между свечой зажигания и специальной втулкой, установленной между наружным корпусом камеры сгорания и кожухом жаровой трубы, поток воздуха после подачи его в зазор между специальной втулкой и корпусом свечи зажигания одновременно дополнительно пропускают через внутренний объем свечи зажигания, в котором установлен керамический изолятор, рабочий торец которого образует поверхность искрового зазора на рабочем торце свечи зажигания, выводят этот поток воздуха из этой внутренней полости корпуса свечи зажигания в зазор между корпусом свечи зажигания и специальной втулкой в зоне внутренней поверхности рабочего торца специальной втулки, воздух из зазора между специальной втулкой и свечой зажигания подают во внутренний объем жаровой трубы параллельно оси свечи зажигание через рабочий торец специальной втулки, при этом воздух из зазора между специальной втулкой и свечой зажигания подают во внутренний объем жаровой трубы только с одной стороны рабочего торца специальной втулки, обращенной к турбине двигателя, перпендикулярно движению топливовоздушной смеси в зоне расположения свечи зажигания, создают электрический разряд на рабочем торце свечи зажигания, подают на рабочий торец свечи зажигания топливо, распыляемое форсункой.

Новым согласно предлагаемому изобретению является то, что поток воздуха после подачи его в зазор между специальной втулкой и корпусом свечи зажигания одновременно дополнительно пропускают через внутренний объем свечи зажигания, в котором установлен керамический изолятор, рабочий торец которого образует поверхность искрового зазора на рабочем торце свечи зажигания, и выводят этот поток воздуха из внутренней полости корпуса свечи зажигания в зазор между корпусом свечи зажигания и специальной втулкой в зоне внутренней поверхности рабочего торца специальной втулки.

Введение потока воздуха после его подачи в зазор между специальной втулкой и корпусом свечи зажигания одновременно дополнительно во внутренний объем свечи зажигания, в котором установлен керамический изолятор, рабочий торец которого образует поверхность искрового зазора на рабочем торце свечи зажигания, с выпуском потока воздуха через этот объем (полость) и вывод этого потока воздуха из нее в зазор между корпусом свечи зажигания и специальной втулкой в зоне внутренней поверхности рабочего торца специальной втулки, позволяет использовать подаваемый через устройство розжига камеры сгорания воздух, отбираемый из вторичного контура камеры сгорания и сбрасывать через рабочий торец специальной втулки со стороны турбины двигателя, для создания(см.выше) так называемой «зоны с аэродинамической стабилизацией» [Патент РФ №2460895, МПК F02C 7/266, Н01Т 13/16], в том числе и для охлаждения керамического изолятора, рабочий торец которого образует поверхность искрового зазора на рабочем торце свечи зажигания.

При этом:

- не нарушается организация движения потока воздуха и топливовоздушной смеси в зоне рабочего торца, т.е. предлагаемый способ розжига сохраняет за счет расширения диапазона розжига камер сгорания по высотности и скорости полета, диапазон температур окружающей его среды повышенную надежность запуска авиационных двигателей и может быть использован для перспективных МЭКС авиационных ГТД и промышленных ГТУ;

- значительно уменьшается температура и градиент температур по оси керамического изолятора, рабочий торец которого образует искровой зазор свечи, тем самым исключается возникновение радиальных трещин в этих изоляторах при использовании устройств для розжига в теплонапряженных камерах сгорания с повышенными температурами, воздействующими на рабочий торец свечи зажигания, обеспечивается повышенная термостойкость устройства для розжига камер сгорания, повышается их ресурс;

- повышается эффективность охлаждения рабочего торца корпуса свечи, что уменьшает скорость высокотемпературной газовой эрозии рабочего торца свечи зажигания и соответственно, повышает ресурс устройства в часах и включениях за счет уменьшения электроэрозионной выработки электродов свечи.

На фиг. 1 представлены запальные устройства авиационных газотурбинных двигателей, с помощью которых реализуются способы розжига камеры сгорания, принятые за аналоги предлагаемого решения (на фиг. 1а - полупроводниковая свеча зажигания СП-06 ВП, на фиг. 1б - свеча по патенту Германии №3841941, на фиг. 1в - свеча по Европейскому патенту №1975512, на фиг. 1г - свеча по патенту РФ №2338910).

На фиг. 2 представлено запальное устройство авиационных газотурбинных двигателей, реализующее способ воспламенение топливовоздушной смеси в камере сгорания (приведена общая схема запального устройства по патентам РФ №2130222, 2215348, 2277278, 2136094).

На фиг. 3 представлены графические пояснения по работе устройства, реализующего способ розжига камер сгорания авиационных двигателей, принятый за прототип (см. патент РФ №2460895).

На фиг. 4 представлен внешний вид радиальных трещин, возникающих в керамических рабочих изоляторах свечей зажигания в процессе циклического воздействия температуры (запусков двигателя).

На фиг. 5 представлено запальное устройство, реализующее предлагаемый способ розжига камер сгорания авиационных двигателей.

Заявляемый способ реализуется устройством розжига, представленного на фиг. 5, которое содержит агрегат зажигания 1, кабель зажигания 2, свечу зажигания 3, специальную втулку 4 для установки и охлаждения корпуса и рабочего торца свечи зажигания 5, устанавливаемую в отверстия наружного корпуса камеры сгорания 6 и корпуса жаровой трубы 7, форсунку 8. Корпус специальной втулки 4, размещенный во вторичном контуре камеры сгорания (между наружным корпусом камеры сгорания 6 и корпусом жаровой трубы 7), имеет одно или несколько отверстий 9, предназначенных для отбора воздуха из вторичного контура камеры сгорания на охлаждение корпуса и рабочего торца свечи, куда воздух поступает от компрессора высокого давления двигателя, на котором установлена камера сгорания. Между корпусом свечи зажигания и специальной втулкой 4 имеется зазор 10, по которому проходит воздух из отверстий 9. В рабочем торце специальной втулки 11 выполнены отверстия 12 или щель 13, при этом они размещены со стороны поверхности рабочего торца, обращенной к турбине двигателя, перпендикулярно вектору скорости топливовоздушной смеси. Корпус свечи зажигания имеет цилиндрический буртик 14, выше и ниже буртика в корпусе свечи имеются соответственно отверстия 15 и 16, причем отверстия 16 локализуются в зоне со стороны внутренней поверхности рабочего торца специальной втулки, а во внутреннем объеме корпуса свечи зажигания между отверстиями 15 и 16 частично расположен керамический изолятор, рабочий торец которого формирует поверхность искрового зазора 17 свечи зажигания. На фиг. 5 показано также направление движения охлаждающего воздуха 18, направление движения топливовоздушной смеси 19.

Предлагаемый способ розжига камер сгорания авиационных газотурбинных двигателей осуществляется следующим образом.

Воздух от компрессора подают из вторичного контура камеры сгорания в зазор 10 образованный между корпусом свечи зажигания и специальной втулкой, установленной между наружным корпусом камеры сгорания 6 и корпусом жаровой трубы 7, воздух из зазора 10 между специальной втулкой 4 и свечой зажигания 3 подают во внутренний объем жаровой трубы 7 параллельно оси свечи через рабочий торец 11 специальной втулки 4 через отверстие 12 или щель 13, размещенные только со стороны турбины в направлении, поперечном движению топливовоздушной смеси 19 в зоне расположения свечи зажигания, одновременно из зазора 10 подают поток воздуха через отверстие 15 во внутреннюю полость (объем) корпуса свечи зажигания, в которой размещен керамический изолятор, рабочий торец которого формирует поверхность искрового зазора свечи зажигания.

Поток воздуха из внутреннего объема свечи выходит через отверстие в корпусе 16 в зазор 10 и совместно с потоком воздуха, проходящем через отверстия 9 в зазоре 10 сбрасывают через отверстия 12(или щель 13) в рабочем торце специальной втулки 4 во внутренний объем жаровой трубы 7. В процессе отбора воздуха из вторичного контура камеры сгорания в отверстие 9 в корпусе специальной втулки создают электрический разряд на рабочем торце свечи зажигания 11 путем подключения агрегата зажигания к источнику питания объекта, на котором установлен газотурбинный двигатель. Агрегат зажигания 1 преобразует напряжение источника питания в импульсы высокого напряжения, передаваемые через кабель зажигания 2 на центральный электрод свечи зажигания 3, что обеспечивает генерацию искровых конденсированных разрядов на рабочем торце свечи зажигания, при этом подают в зону рабочего торца 11 топливо, распыляемое форсункой 8. Течение воздуха от компрессора во вторичный контур камеры сгорания осуществляется посредством раскрутки компрессора от стартера, применяемого на двигателе. Топливо с помощью форсунок 8, размещенных в головке камеры сгорания, подают в зону рабочего торца свечи зажигания. Это приводит к воспламенению топливовоздушной смеси - созданию начального очага пламени. Данный поток смеси, взаимодействуя с потоком воздуха, подаваемым из специальной втулки в объем жаровой трубы, образует зону медленного отрывного течения с плазмой электрического разряда, куда свободно поступает двухфазная смесь.

Это создает условие аэродинамической стабилизации начального очага пламени и способствует расширению диапазона розжига камеры сгорания при ее работе на бедных смесях, при больших скоростях полета (высокой скорости движения смеси в камере сгорания). Для теплонапряженных камер сгорания повышенная температура в этой локальной зоне аэродинамической стабилизации, а также в основной зоне обратных токов, воздействует на рабочий торец свечи зажигания, создавая тепловой поток в керамический изолятор, рабочий торец которого формирует поверхность искрового зазора свечи зажигания на рабочем торце свечи зажигания. Поток воздуха, продуваемый через отверстия 15, 16 в корпусе свечи зажигания, обеспечивает интенсивное охлаждение этого керамического изолятора, тем самым исключается формирование в осевом и поперечных сечениях высоких градиентов температур, приводящих к радиальным трещинам на рабочем торце этого керамического изолятора и, с наработкой свечи, к ее отказу в связи с электрическим пробоем по этим трещинам. Таким образом, охлаждение керамического изолятора указанным потоком воздуха позволяет использовать такие устройства розжига в теплонапряженных камерах сгорания, повысить термостойкость устройства розжига и его ресурс.

Кроме этого повышенная эффективность охлаждения рабочего торца корпуса свечи обеспечивает уменьшение скорости высокотемпературной эрозии материала рабочего торца свечи зажигания, соответственно увеличивая ресурс устройства в часах и включениях за счет уменьшения электроэрозионной выработки электродов свечи зажигания [А.Н. Лефевр, Процессы в камерах сгорания ГТД. Перевод с англ. - М.: Мир, 1996 г.]. Это в свою очередь позволяет уменьшить затраты на замену устройства зажигания в процессе эксплуатации.

Таким образом, уменьшаются затраты на логистику двигателя в части используемых запальных устройств.

Способ розжига камер сгорания авиационных двигателей заключается в том, что воздух от компрессора подают в камеру сгорания, из вторичного контура камеры сгорания воздух подают в зазор, образованный между свечой зажигания и специальной втулкой, установленной между наружным корпусом камеры сгорания и корпусом жаровой трубы, поток воздуха после подачи его в зазор между специальной втулкой и корпусом свечи зажигания одновременно дополнительно пропускают через внутренний объем свечи зажигания, в котором установлен керамический изолятор, рабочий торец которого образует поверхность искрового зазора на рабочем торце свечи зажигания, выводят этот поток воздуха из этой внутренней полости корпуса свечи зажигания в зазор между корпусом свечи зажигания и специальной втулкой в зоне внутренней поверхности рабочего торца специальной втулки, воздух из зазора между специальной втулкой и свечой зажигания подают во внутренний объем жаровой трубы параллельно оси свечи через рабочий торец специальной втулки, создают электрический разряд на рабочем торце свечи зажигания, подают на рабочий торец свечи топливо, распыляемое форсункой, воздух из зазора между специальной втулкой и свечой зажигания подают во внутренний объем жаровой трубы только с одной стороны рабочего торца специальной втулки, обращенной к турбине двигателя, перпендикулярно движению топливовоздушной смеси в зоне расположения свечи зажигания. Предлагаемый способ розжига камеры сгорания авиационных газотурбинных двигателей позволяет не только расширить диапазон розжига камер сгорания и тем самым повысить надежность запуска авиационных газотурбинных двигателей, но и уменьшить массу и габариты агрегатов систем зажигания, повысить ресурс запальных устройств, уменьшить затраты на логистику в эксплуатации. 5 ил.

Способ розжига камер сгорания авиационных двигателей, заключающийся в том, что воздух из вторичного контура камеры сгорания подают в зазор, образованный между свечой зажигания и специальной втулкой, установленной между наружным корпусом камеры сгорания и кожухом жаровой трубы, воздух из зазора между специальной втулкой и свечой зажигания подают во внутренний объем жаровой трубы параллельно оси свечи зажигания через рабочий торец специальной втулки, при этом воздух из зазора между специальной втулкой и свечой зажигания подают во внутренний объем жаровой трубы только с одной стороны рабочего торца специальной втулки, обращенной к турбине двигателя, перпендикулярно движению топливовоздушной смеси в зоне расположения свечи зажигания, создают электрический разряд на рабочем торце свечи зажигания, подают на рабочий торец свечи зажигания топливо, распыляемое форсункой, отличающийся тем, что поток воздуха после подачи его в зазор между специальной втулкой и корпусом свечи зажигания одновременно дополнительно пропускают через внутренний объем свечи зажигания, в котором установлен керамический изолятор, рабочий торец которого образует поверхность искрового зазора на рабочем торце свечи зажигания, выводят этот поток воздуха из этой внутренней полости корпуса свечи зажигания в зазор между корпусом свечи зажигания и специальной втулкой в зоне внутренней поверхности рабочего торца специальной втулки.