УСТРОЙСТВО И СПОСОБ (ВАРИАНТЫ) ДЛЯ СТАБИЛИЗАЦИИ ПЛАМЕНИ В ФОРСАЖНОЙ КАМЕРЕ ТУРБОРЕАКТИВНОГО ДВИГАТЕЛЯ
DEVICE AND METHOD (VERSIONS) TO STABILISE FLAME IN TURBOJET ENGINE AFTERBURNER CHAMBER

Изобретение относится к области авиационного двигателестроения и может быть использовано в форсажной камере турбореактивного двигателя (ТРДФ) или в форсажной камере турбореактивного двухконтурного двигателя (ТРДДФ).
Известна форсажная камера газотурбинного двигателя, которая 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 (патент РФ № 2280189 F02K 3/10, опубл. 2006.07.20).
Недостатком такой конструкции являются повышенные гидравлические потери на фронтовом устройстве форсажной камеры на бесфорсажных режимах.
Известна форсажная камера сгорания турбореактивного двигателя, которая содержит последовательно, по направлению потока, расположенные фронтовое устройство с V-образным стабилизатором пламени и центральное тело. Внутри V-образного стабилизатора пламени размещены горелочные устройства, а сам стабилизатор выполнен из двух кольцевых сегментов, отстоящих друг от друга на расстоянии не менее максимальной толщины поперечного сечения центрального тела (патент РФ № 2300655 F02K 3/105, опубл. 2007.06.10).
Недостатком такой конструкции также являются повышенные гидравлические потери на фронтовом устройстве форсажной камеры на бесфорсажных режимах.
Известна форсажная камера сгорания турбореактивного двигателя, содержащая 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 часть. 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 (патент РФ № 2258830 F02K 3/10, опубл. 2005.08.20).
Недостатком такой конструкции также являются повышенные гидравлические потери на фронтовом устройстве форсажной камеры на бесфорсажных режимах.
Известна форсажная камера сгорания турбореактивного двигателя, содержащая затурбинный канал, затурбинный обтекатель, фронтовое устройство с V-образным стабилизатором пламени, форсунки горелочного устройства, стойки, каналы холодного воздуха (патент РФ № 2028487, F02K 3/10, опубл. 1995.09.02).
Недостатком такой конструкции также являются повышенные гидравлические потери на фронтовом устройстве форсажной камеры на бесфорсажных режимах.
Наиболее близким по технической сущности и достигаемому результату к заявляемому является способ аэродинамической стабилизации пламени, который осуществляется с помощью воздушных струй, вдуваемых в газовый поток форсажной камеры через отверстия различной формы навстречу под некоторым углом к потоку. Воздух отбирается от компрессора двигателя, и на нефорсированных режимах работы двигателя отбор может быть выключен. У вершины воздушной струи возникает горячая критическая зона, которая и является источником стабилизации пламени. Для существенного расширения зоны устойчивой работы в сторону бедной смеси в воздушную струю может быть подана некоторая часть форсажного топлива (Учебник для ВУЗов. Конструкция и проектирование авиационных газотурбинных двигателей. Под общей редакцией д-ра техн. наук Д.В.Хронина М.: Машиностроение 1989 г. стр.453.).
Недостатком такого способа аэродинамической стабилизации является понижение экономичности двигателя в связи с необходимостью отбора воздуха за компрессором для питания аэродинамической стабилизации пламени.
Известно устройство для стабилизации пламени в форсажной камере турбореактивного двигателя, содержащее струйный аэродинамический стабилизатор пламени, соединенный с источником сжатого воздуха, например с компрессором двигателя, трубопроводом, внутри которого расположена топливная форсунка. В трубопроводе за форсункой установлена камера сгорания с воспламенителем топливовоздушной смеси (авторское свидетельство СССР № 444466 F23R 3/20, опубл. 27.06.2005). Это устройство наиболее близко к предлагаемому устройству.
Недостатком такой конструкции является необходимость значительного отбора воздуха из-за компрессора и - как следствие этого - или изменение режима работы газогенератора, падение тяги, или повышение температуры газов перед турбиной, снижение ресурса турбины, а значит, и падение общего КПД двигателя.
Задача изобретения - уменьшение потерь полного давления в форсажной камере сгорания авиационного турбореактивного двигателя на безфорсажных режимах, повышение устойчивого горения на форсажных режимах и исключение использования воздуха с высоким давлением из-за компрессора (перед основной камерой сгорания двигателя).
Поставленная задача достигается тем, что устройство для стабилизации пламени в форсажной камере турбореактивного двигателя, содержащее струйный аэродинамический стабилизатор пламени с топливной форсункой и камерой сгорания с воспламенителем топливовоздушной смеси, в отличие от прототипа, содержит дополнительный малоразмерный газотурбинный двигатель, компрессор которого установлен перед топливной форсункой и камерой сгорания с воспламенителем топливовоздушной смеси, а турбина которого расположена за камерой сгорания, а также патрубки отбора воздуха, устройство отвода выхлопных газов и систему сверхзвуковых сопел.
Поставленная задача достигается также и способом стабилизации пламени в форсажной камере турбореактивного двигателя с помощью воздушных струй, вдуваемых в газовый поток форсажной камеры через систему сверхзвуковых сопел навстречу под некоторым углом к потоку, в отличие от прототипа, отбор воздуха производят из-за 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.
Поставленная задача достигается также и способом стабилизации пламени в форсажной камере турбореактивного двигателя с помощью воздушных струй, вдуваемых в газовый поток форсажной камеры через систему сверхзвуковых сопел навстречу под некоторым углом к потоку, в отличие от прототипа, отбор воздуха производят из второго контура. 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.
Существо изобретения поясняется чертежами. На фиг.1 изображена схема устройства для стабилизации пламени в форсажной камере турбореактивного двигателя, на фиг.2 изображена схема устройства для стабилизации пламени в форсажной камере турбореактивного двухконтурного двигателя.
Устройство (фиг.1) содержит патрубки отбора воздуха из второго контура 1 (из-за компрессора низкого давления или из-за промежуточной ступени), независимый дополнительный малоразмерный газотурбинный двигатель 2, устройство отвода выхлопных газов 3 и систему сверхзвуковых сопел для создания струи горящих газов, для стабилизации пламени 4. Также на чертеже изображены: центральное тело форсажной камеры 5, топливные коллекторы 6, противовибрационный экран 7, установленный на корпусе 8. В корпусе 8 у двухконтурного двигателя установлен смеситель 9 (фиг.2).
Устройство работает следующим образом. Воздух с низким давлением отбирается из второго контура (если двигатель - ТРДДФ) или из-за промежуточной ступени компрессора двигателя (ранее непригодный для аэродинамической стабилизации, если двигатель ТРДФ) и сжимается в компрессоре дополнительного малоразмерного газотурбинного двигателя 2. В камере сгорания дополнительного малоразмерного газотурбинного двигателя 2 при сгорании топлива к воздуху подводится дополнительная энергия. Проходя через турбину дополнительного малоразмерного газотурбинного двигателя 2, газ приводит ее во вращение вместе с компрессором. Затем выхлопные газы попадают на устройство отвода выхлопных газов 3, которое разворачивает газы и подает их в систему сверхзвуковых сопел 4. Из системы сверхзвуковых сопел 4 в проточную часть двигателя выходит сверхзвуковая горящая струя, за которой создается вихревая зона, необходимая для стабилизации пламени.
Пример конкретной реализации способа.
Для ТРДДФ с расходом газа в первом контуре порядка 70 кг/с, с расходом воздуха во втором контуре порядка 45 кг/с и с давлением на входе в форсажную камеру порядка 3 атм, для аэродинамической (газодинамической) стабилизации понадобится расход воздуха порядка 6 кг/с с давлением около 6 атм (чтобы обеспечить сверхзвуковой перепад давления на системе сопел). Из второго контура двигателя отбирается 6 кг/с воздуха с давлением 3 атм и температурой порядка 430 К и передается на вход дополнительного малоразмерного газотурбинного двигателя через 6 стоек. Этот воздух сжимается в компрессоре дополнительного малоразмерного газотурбинного двигателя до давления порядка 18 атм, температуры 750 К. В камере сгорания дополнительного малоразмерного газотурбинного двигателя к воздуху подводится тепло, давление на выходе из камеры 17 атм, температура 1300 К. На выходе из турбины дополнительного малоразмерного газотурбинного двигателя давление порядка 6 атм, температура 1000 К. Далее газ через устройство отвода выхлопных газов проходит в систему из 12 сверхзвуковых сопел и выходит в проточную часть двигателя, создавая условия для стабилизации пламени.
Итак, заявляемое изобретение позволяет уменьшить потери полного давления в форсажной камере сгорания авиационного турбореактивного двигателя на безфорсажных режимах, повысить устойчивость горения на форсажных режимах и исключить использование для аэродинамической стабилизации воздуха с высоким давлением из-за компрессора (перед основной камерой сгорания двигателя).