форсажная камера двухконтурного турбореактивного двигателя

Формула изобретения

1. Форсажная камера двухконтурного турбореактивного двигателя со смешением потоков, содержащая наружную и разделяющую контуры обечайки и размещенные во внутреннем контуре стабилизатор пламени и топливные форсунки, отличающаяся тем, что контуры сообщены между собой ниже по потоку от среза стабилизатора пламени на расстоянии не менее ширины его полки.

2. Форсажная камера по п.1, отличающаяся тем, что содержит теплозащитный экран, заборник которого размещен соосно между наружной и разделительной обечайками, а в канале, ограниченном разделительной обечайкой и теплозащитным экраном, размещены дополнительные топливные форсунки.

Описание изобретения к патенту

Изобретение относится к области авиационного двигателестроения, в частности к форсажным камерам авиационных турбореактивных двигателей (ТРДДФ) со смешением потоков.

Известна форсажная камера ТРДДФ со смешением потоков, содержащие разделяющую контуры обечайку и размещенные во внутреннем контуре стабилизаторы пламени и топливные форсунки (см., например, книгу "Конструкция и проектирование авиационных газотурбинных двигателей" под ред. Хронина Д.В. - М.: Машиностроение, 1989, с. 450). В известном устройстве срез разделительной стенки расположен перед фронтовым устройством (т.е. выше по потоку), вследствие чего стабилизаторы пламени частично или полностью обдуваются потоком второго (вентиляторного) контура. Как известно (см., например, упомянутую выше книгу, с. 447), при увеличении скорости полета самолета увеличивается степень двухконтурности двигателя и, соответственно, скорость истечения воздуха из второго контура, что приводит к увеличению потерь давления на стабилизаторе пламени (соответственно, к снижению тяги двигателя) и ухудшению условий стабилизации горения топлива из-за увеличения скорости и "обеднения" топливовоздушной смеси в зоне обратных токов за срезом стабилизатора пламени (особенно в периферийной его части). Последнее обстоятельство также приводит к снижению тяги и ухудшению экономичности двигателя.

Количественная оценка, проведенная путем обработки результатов испытаний двигателя РД-33, показала, что потери полного давления в форсажной камере возрастают от 11,2% в стартовых условиях до 17% на режиме предельной скорости полета, а скорость набегающего на стабилизатор пламени потока газа возрастает в этих условиях от = 0.34 до = 0,71.

Задачей, на решение которой направлено предлагаемое изобретение, является улучшение тяговых и расходных характеристик ТРДДФ путем снижения гидравлического сопротивления в форсажной камере.

Поставленная задача решается за счет того, что в форсажной камере ТРДДФ со смешением потоков, содержащей разделяющую контуры обечайку и размещенные во внутреннем контуре стабилизаторы пламени и топливные форсунки, согласно изобретению контуры сообщены между собой ниже по потоку от среза стабилизатора пламени на расстоянии не менее ширины его полки. Смешение потоков двух контуров осуществляется ниже по потоку от стабилизатора пламени, благодаря чему на всех режимах работы двигателя сохраняются условия формирования топливовоздушной смеси в зоне обратных токов и удается избежать увеличения потерь давления на стабилизаторе пламени при увеличении степени двухконтурности ТРДДФ.

Наиболее оптимально работа форсажной камеры обеспечивается в том случае, когда часть топлива подается непосредственно в поток второго (вентиляторного) контура, для чего соосно между наружной и разделительной обечайками располагают заборник теплозащитного экрана форсажной камеры, а в канале, ограниченном разделительной обечайкой и теплозащитным экраном, размещают дополнительные топливные форсунки. При этом создаются условия для улучшения характеристик ТРДДФ (увеличения тяги и снижения расхода топлива) на форсированном режиме путем оптимизации распределения топлива между контурами, так как увеличение степени двухконтурности при возрастании скорости полета самолета требует соответствующего увеличения доли топлива, подаваемого в периферийную часть форсажной камеры.

На фиг.1 схематично представлен продольный разрез предлагаемой форсажной камеры ТРДДФ. На фиг. 2 изображен стабилизатор пламени. Форсажная камера ТРДДФ содержит расположенные в потоке затурбинного газа стабилизатор пламени 1, топливные форсунки 2 и разделяющую контуры затурбинного (1) и вентиляторного (2) потоков обечайку 3. Срез разделительной обечайки 3 (сечение А-А) расположен ниже по потоку от среза стабилизатора 1 (сечение Б-Б) в периферийной его части на расстоянии С не менее ширины его полки Д. Дополнительные форсунки 4 расположены непосредственно в потоке второго (вентиляторного) контура ниже по потоку от заборника 5 (сечение В-В) теплозащитного экрана 6. Заборник 5 размещен соосно между наружной и разделительной обечайками 3 и 7 соответственно. На выходе из форсажной камеры размещено реактивное сопло 8.

При работе ТРДДФ поступающий из турбины газ, смешиваясь с подаваемым через топливные форсунки 2 топливом, набегает на стабилизатор пламени 1 и, воспламеняясь на границе зоны обратных токов 9 (см. фиг.2), смешивается с потоком воздуха вентиляторного контура. Через расположенные в потоке второго (вентиляторного) контура дополнительные топливные форсунки 4 подается часть форсажного топлива (за вычетом поступившего в топливные форсунки 2), полученная смесь воспламеняется от фронта пламени за стабилизатором 1 и догорает по мере приближения к реактивному соплу 8. Расположение дополнительных топливных форсунок 4 ниже по потоку относительно заборника 5 экрана 6 предупреждает попадание топлива и его воспламенение в канале охлаждения, т.е. в пространстве между наружной обечайкой 7 и экраном 6.

Раздельная подача форсажного топлива через топливные форсунки 2 в первый контур и дополнительные форсунки 4 во второй контур позволяет обеспечить оптимальное для эффективного горения распределение топлива по сечению форсажной камеры при изменении степени двухконтурности двигателя (возрастание скорости полета самолета сопровождается ростом степени двухконтурности двигателя). Такая оптимизация позволит на предельной скорости полета самолета типа МиГ-29 увеличить полноту сгорания топлива на ~ 4%, что соответствует увеличению тяги ТРДДФ на ~ 2,3%.

Снижение потерь давления приведет к снижению удельного расхода топлива на крейсерском режиме полета самолета типа МиГ-29 у земли на ~5,1% и к дополнительному увеличению тяги на предельной скорости полета самолета на ~2%, т.е. в общей сложности увеличение тяги составит ~4,3%.