DIFFUSION CELL FOR ANNULAR COMBUSTION CHAMBER, PARTICULARLY FOR TURBOMOTOR OF AIRPLANE, AND ALSO COMBUSTION CHAMBER AND AIRCRAFT TURBOPROP ENGINE, CONTAINING SUCH DIFFUSION CELL

FIELD: motors and pumps. ^ SUBSTANCE: diffusion cell for annular combustion chamber with one zone, particularly for aircraft turboprop engine, contains separating element, separating air flow, outgoing from compressor, for two annular diffusion flows. Separating element is formed by thin sheet, connected by structural levers with internal and external circularly symmetric walls of diffusion cell. Divergence angle of each diffusion flux, formed by thin sheet in diffusion cell, composed preliminary 12-13. Fuel injectors in combustion chamber are located on one line with section of lowest by flow end of thin sheet, forming separating element, and are oriented relative to longitudinal axis of combustion chamber, in essence, the same as specified section of lowest by flow end. ^ EFFECT: invention is directed to creation of compact diffusion cell, providing optimally separation of air flow, outgoing from compressor, for two diffusion flux, feeding combustion chamber with one zone, minimising pressure loss, optimising distribution of consumption of feeding and cooling flow in combustion chamber and minimizing disturbances, generated by air selection in airplane from the end of combustion chamber. ^ 12 cl, 4 dwg Диффузор для кольцевой камеры сгорания с одной зоной, в частности для авиационного турбовинтового двигателя, содержит разделительный элемент, разделяющий поток воздуха, выходящий из компрессора, на два кольцевых диффузионных потока. Разделительный элемент образован тонким листом, соединенным конструкционными рычагами с внутренней и наружной кругообразно симметричными стенками диффузора. Угол расширения каждого диффузионного потока, образованный указанным тонким листом в диффузоре, составляет приблизительно 12-13°. Топливные форсунки в камере сгорания расположены на одной линии с участком нижнего по потоку конца тонкого листа, образующего разделительный элемент, и ориентированы относительно продольной оси камеры сгорания, по существу, так же, как и указанный участок нижнего по потоку конца. Изобретение направлено на создание компактного диффузора, позволяющего оптимально разделять поток воздуха, выходящий из компрессора, на два диффузионных потока, питающих камеру сгорания с одной зоной, минимизирующую потери напора, оптимизирующую распределение расхода питающего и охлаждающего потока к камере сгорания и минимизирующую возмущения, вызванные отбором воздуха в самолете с конца камеры сгорания. 3 н. и 9 з.п. ф-лы, 4 ил.