ФРОНТОВОЕ УСТРОЙСТВО ФОРСАЖНОЙ КАМЕРЫ СО СТАБИЛИЗАТОРОМ ПЛАМЕНИ ИЗМЕНЯЕМОЙ ГЕОМЕТРИИ
FLAME TUBE HEAD OF AFTERBURNER WITH FLAME STABILISER OF VARIABLE GEOMETRY

Изобретение относится к области газотурбинных двигателей с форсажными камерами сгорания, в частности к фронтовым устройствам форсажных камер сгорания.
В настоящее время для стабилизации процесса горения в форсажных камерах газотурбинных двигателей применяются системы стабилизации, представляющие собой комбинацию плохо обтекаемых тел, образующих вихревые зоны обратных токов. Данные зоны создают дополнительное гидравлическое сопротивление на всех режимах работы двигателя.
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 также конструкция фронтового устройства с радиальными стабилизаторами пламени, закрепленными на корпусе форсажной камеры и имеющими систему охлаждения (патент US 6334303, 7 F02K 3/10, опубл. 2002.01.01).
Недостатком данной конструкции является то, что на бесфорсажных режимах работы, когда в стабилизаторах нет необходимости, они создают дополнительное гидравлическое сопротивление, ухудшая тем самым характеристики двигателя.
Известна также конструкция форсажной камеры воздушно-реактивного двигателя, содержащая центральное тело, топливный коллектор с форсунками и выполненные с возможностью перемещения стабилизаторы пламени, при помощи приводного механизма (патент РФ №45162, F02K 3/10, F23R 3/22, опубл. 2005.04.27).
Недостатком такой конструкции является низкий ресурс поворотного устройства и приводного механизма, так как оно расположено в горячей зоне форсажной камеры.
Наиболее близким по технической сущности и достигаемому результату к заявляемому является конструкция дихотомической форсажной камеры, снижающая потери в режиме отсутствия форсажа, содержащая стабилизатор пламени, имеющий множество радиальных кронштейнов, правильно распределенных вокруг оси вращения двигателя, спереди по потоку от форсажной камеры. Каждый кронштейн состоит из фиксированной задней и передней части, отделенной от задней части по плоскости срединного соединения. Передние части кронштейнов опираются на вращающееся кольцо, установленное в наружном контуре форсажной камеры. Устройство привода вызывает поворот вращающегося кольца между первым положением (в режиме отсутствия форсажа) и вторым положением (в режиме форсажа), в котором передние части кронштейнов чередуются с задними частями. В первом положении кронштейны имеют аэродинамический профиль со слабым лобовым сопротивлением и нулевым углом атаки (патент ЕР 0879995, F02K 1/38; F02K 3/10; F23R 3/22, опубл. 1998.11.25).
Недостатком такой конструкции является низкий ресурс поворотного устройства (вращающееся кольцо), так как оно расположено в горячей зоне форсажной камеры (внутри форсажной камеры).
Задача изобретения - уменьшение гидравлических потерь полного давления в форсажной камере сгорания авиационного газотурбинного двигателя на бесфорсажных режимах за счет использования стабилизаторов пламени изменяемой геометрии, с сохранением ресурса поворотного устройства на уровне ресурса фронтового устройства.
Поставленная задача решается тем, что фронтовое устройство форсажной камеры газотурбинного двигателя, содержащее радиальные охлаждаемые створки, имеющие аэродинамически обтекаемые профильные части, размещенные непосредственно в потоке, имеющие возможность поворота вокруг своей оси, плохообтекаемое тело в виде V-образного стабилизатора образуется при синхронном повороте в противоположные стороны на некоторый угол и смыкании пары соседних радиальных охлаждаемых створок, в отличие от прототипа аэродинамически обтекаемые профильные части, размещенные непосредственно в потоке, плавно переходят в цилиндрические оси, закрепленные в корпусе фронтового устройства, а 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, причем внутренние полости связаны с проточной частью отверстиями для охлаждения, расположенными на внутренней поверхности V-образного стабилизатора, а радиальные каналы связаны с проточной частью форсунками для впрыска форсажного топлива, расположенными с наружной поверхности V-образного стабилизатора под некоторым углом к потоку.
Существо изобретения поясняется чертежами. На чертеже фиг.1 изображен вид фронтового устройства вдоль оси двигателя против потока газов на форсажных (левая половина) и бесфорсажных (правая половина) режимах работы двигателя. На фиг.2 изображена схема положения радиальных охлаждаемых створок в газовом потоке на форсажных (левая половина) и бесфорсажных (правая половина) режимах работы двигателя.
Фронтовое устройство (фиг.1) включает в себя корпус 1, к которому крепятся радиальные охлаждаемые створки 2. Радиальные охлаждаемые створки располагаются попарно и имеют возможность синхронного поворота в противоположные стороны на необходимый угол. Оси вращения 3 парно расположенных радиальных охлаждаемых створок находятся на некотором расстоянии друг от друга. Каждая радиальная охлаждаемая створка имеет аэродинамически обтекаемую профильную часть (фиг.2), размещенную непосредственно в потоке, плавно переходящую в цилиндрическую ось, с помощью которой осуществляется крепление к корпусу и к которой прикладывается крутящий момент (от поворотного устройства расположенного с наружи форсажной камеры), с целью поворота радиальной охлаждаемой створки при изменении режима работы двигателя. В радиальных охлаждаемых створках имеются радиальные каналы 4, сообщающиеся с топливным коллектором, расположенным на корпусе фронтового устройства. В радиальных охлаждаемых створках 2 выполнены форсунки 5 для впрыска форсажного топлива 6 из радиальных каналов 4 в проточный тракт форсажной камеры (фиг.2). С целью охлаждения створок существует возможность в их внутренние полости 7 подавать охлаждающий воздух 8 (например, из-за компрессора двигателя или из-за промежуточной ступени) и выпускать их через отверстия для охлаждения 9 (одновременно охлаждая створки и внося воздух непосредственно в зону горения).
При работе на бесфорсажных режимах аэродинамически обтекаемые профильные части радиальных охлаждаемых створок расположены вдоль потока (фиг.2), не создают за собой вихревые зоны и поэтому имеют минимальное гидравлическое сопротивление.
При работе двигателя на форсажном режиме парно расположенные радиальные охлаждаемые створки синхронно повернуты в противоположные стороны так, что входные кромки их профильных частей сомкнуты и образуют V-образный радиальный стабилизатор (фиг.2), за которым возникает зона обратных токов, служащая для стабилизации процесса горения. В радиальные каналы 4 радиальных охлаждаемых створок 2 подается топливо, которое впрыскивается в проточную часть форсажной камеры через форсунки 5 и сгорает за стабилизатором. В радиальные каналы 7 подается охлаждающий воздух, который выпускается через отверстия для охлаждения 9.
Заявляемое изобретение позволяет уменьшить гидравлические потери полного давления в форсажной камере сгорания авиационного газотурбинного двигателя на бесфорсажных режимах с сохранением ресурса поворотного устройства на уровне ресурса фронтового устройства.