Задняя часть турбореактивного двигателя самолета, турбореактивный двигатель и самолет



Задняя часть турбореактивного двигателя самолета, турбореактивный двигатель и самолет
Задняя часть турбореактивного двигателя самолета, турбореактивный двигатель и самолет
Задняя часть турбореактивного двигателя самолета, турбореактивный двигатель и самолет
Задняя часть турбореактивного двигателя самолета, турбореактивный двигатель и самолет
Задняя часть турбореактивного двигателя самолета, турбореактивный двигатель и самолет
Задняя часть турбореактивного двигателя самолета, турбореактивный двигатель и самолет
Задняя часть турбореактивного двигателя самолета, турбореактивный двигатель и самолет
Задняя часть турбореактивного двигателя самолета, турбореактивный двигатель и самолет

 


Владельцы патента RU 2433291:

СНЕКМА (FR)

Задняя часть турбореактивного двигателя самолета содержит камеру дожигания, ограниченную каналом дожигания, тепловую защитную оболочку камеры дожигания, размещенную внутри нее радиально, узел диафрагмы, размещенный между защитной тепловой оболочкой и камерой дожигания и определяющий проходное сечение для вентиляционного потока камеры дожигания. Тепловая защитная оболочка установлена на камере дожигания посредством элементов фиксации, обеспечивающих угловое смещение оболочки относительно камеры при ее расширении при тепловых воздействиях. Узел диафрагмы содержит первую и вторую содержащие множество окон кольцевые пластины, перекрывающие одна другую и расположенные соответственно на камере дожигания и тепловой защитной оболочке. Окна обеих кольцевых пластин определяют проходное сечение. Узел диафрагмы выполнен таким образом, что расширение тепловой защитной оболочки при термических воздействиях вызывает перемещение второй кольцевой пластины в угловом направлении для увеличения проходного сечения окон. Изобретение позволяет оптимизировать и управлять вторичным холодным воздухом, выходящим из вторичного кольцевого канала турбореактивного двигателя. 3 н. и 11 з.п ф-лы, 8 ил.

 

Настоящее изобретение относится к задней части турбореактивного двигателя самолета, содержащего канал дожигания, ограниченный камерой дожигания, который охлаждается вентиляционным потоком, циркулиующим между тепловой защитной оболочкой и камерой.

Изобретение относится также к турбореактивному двигателю для самолета, содержащему такую заднюю часть, и к самолету, содержащему такой турбореактивный двигатель.

Из предшествующего уровня техники известна задняя часть турбореактивного двигателя самолета, снабженного кольцевым вентиляционным каналом, образованным между камерой дожигания и тепловой защитной мултиперфорированной оболочкой, при этом по кольцевому каналу проходит вентиляционный поток для охлаждения камеры дожигания. Во входной части кольцевого канала известного устройства камера дожигания способна выдерживать температуры, превышающие 900°С при работе турбореактивного двигателя в режиме полного газа с дожиганием, в дальнейшем эти температуры могут опуститься до 700°С при работе турбореактивного двигателя в режиме сухого газа, то есть без дожигания.

Обычно в кольцевой камере предусматривается диафрагма, обеспечивающая заданный расход вентиляционного потока, являющийся функцией от проходного сечения этой диафрагмы. Обычно проходное сечение определяется таким образом, чтобы расход вентиляционного воздуха, проходящего через вторичный кольцевой канал турбореактивного двигателя и канал вентиляция/охлаждение, позволял обеспечить достаточное охлаждение камеры дожигания в жестких температурных условиях теплового режима, а именно при работе турбореактивного двигателя в режиме полного газа с дожиганием.

Тем не менее, это ведет к тому, что величина расхода вентиляционного потока камеры дожигания значительно увеличивается в других режимах работы турбореактивного двигателя, что неизбежно порождает недостаток оптимизации в управлении вторичным холодным воздухом, выходящим из вторичного кольцевого канала турбореактивного двигателя.

Задачей изобретения является создание усовершенствованной конструкции задней части турбореактивного двигателя самолета, исключающей упомянутые выше проблемы, присущие известному уровню техники.

Объектом изобретения для решения этой задачи является задняя часть турбореактивного двигателя самолета, содержащая камеру дожигания, ограничивающую канал дожигания, при этом задняя часть содержит защитную тепловую оболочку камеры дожигания, радиально расположенную внутри оболочки, при этом задняя часть дополнительно содержит узел диафрагмы, размещенный между защитной тепловой оболочкой и стенкой камеры дожигания и обеспечивающий проход вентиляционному потоку камеры дожигания, а также защитную тепловую оболочку, размещенную на камере дожигания посредством соответствующих элементов фиксации, которые при термическом расширении защитной оболочки выполнены с возможностью углового смещения оболочки относительно камеры. В соответствии с изобретением образующий диафрагму узел содержит две перекрывающие одна другую кольцевые пластины, каждая из которых содержит множество окон, установленных на камере дожигания и защитной тепловой оболочке, при этом окна обеих пластин сообща образуют сектор прохода. Кроме того, узел диафрагмы выполнен таким образом, что тепловое расширение защитной тепловой оболочки вызывает перемещение второй кольцевой пластины для расширения проходного сечения окон.

Таким образом, в изобретении предлагается узел диафрагмы с переменным проходным сечением, позволяющий автоматически изменять расход вентиляционного потока камеры дожигания в зависимости от уровня температуры, размещенный в задней части турбореактивного двигателя самолета, при этом уровень температуры напрямую зависит от уровня термического расширения защитной тепловой оболочки, несущей вторую кольцевую пластину узла диафрагмы.

Следует отметить, что узел диафрагмы позволяет обеспечить больший проход воздуха при увеличении степени термического расширения защитной тепловой оболочки, что согласуется с необходимостью более интенсивного охлаждения камеры дожигания при повышенных температурах задней части турбореактивного двигателя.

Принцип изобретения основывается на соединении второй кольцевой пластины с защитной тепловой оболочкой, что позволяет этой пластине отслеживать термические деформации оболочки и использовать эти деформации для изменения взаимного положения обеих пластин с учетом увеличения проходного сечения от искомого расхода воздуха. Естественно, размеры элементов, образующих узел диафрагмы, получены в результате опытов, позволивших определить угловое термическое смещение защитной оболочки в зависимости от уровня температуры в задней части. Кроме того, чтобы расход вентиляционного потока был наиболее близок к искомому, необходимо также учитывать термическое расширение, испытываемое камерой дожигания, несущей первую кольцевую пластину узла, даже если это расширение кажется незначительным по сравнению с расширением оболочки, которая подвергается воздействию более высоких температур из-за ее расположения ближе к центру канала дожигания, а также в связи с тем, что она выполняет функцию теплового экрана самой камеры.

Дополнительное преимущество настоящего изобретения состоит в том, что движителем, осуществляющим поворот второй кольцевой пластины в угловом направлении, является расширение оболочки тепловой защиты, поэтому не нужно принимать дополнительных мер для расширения проходного сечения узла диафрагмы, так как это основано на физических принципах термического расширения защитной оболочки. Это значительно облегчает работу узла диафрагмы.

Как было сказано ранее, предложенное изобретение позволяет адаптировать величину расхода к режиму работы турбореактивного двигателя, естественно, с учетом того, что расход вентиляционного потока будет более значительным в режиме полного газа с дожиганием, вызывающем значительное повышение температур внутри задней части, чем в режиме полного сухого газа, когда температуры оболочки и камеры дожигания значительно ниже.

В этом случае изменяемая величина проходного сечения, регулирующая вентиляционный поток окнами двух кольцевых пластин, определяется в зависимости от относительного взаимного положения кольцевых пластин, определяющего совпадение окон в обеих кольцевых пластинах.

Очевидно, что чем больше перекрытие окон между собой, тем более важное значение приобретает проходное сечение узла диафрагмы.

В том случае, когда узел диафрагмы должен пропустить поток, меньший максимально возможного, не используемый вторичный воздух может применяться в других устройствах турбореактивного двигателя, в частности для повышения кпд дожигания путем слияния первичного и вторичного потоков в задней части.

Предпочтительно предусмотреть элементы фиксации оболочки тепловой защиты, расширяющейся под действием термических напряжений, которые обеспечивали бы радиальное перемещение оболочки наружу по отношению к камере. В этом случае узел диафрагмы при расширении защитной тепловой оболочки под действием термических напряжений вызывает радиальное перемещение наружу второй кольцевой пластины по отношению к первой кольцевой пластине, что влечет за собой увеличение проходного сечения окон.

Таким образом, увеличение проходного сечения узла диафрагмы, вызванное термическим расширением защитной оболочки, осуществляется не только увеличением размера перекрытия окон по окружности пластин, но и в радиальном направлении наружу. В любом случае следует помнить, что движение второй пластины в двух направлениях вызвано термическим расширением оболочки тепловой защиты, которое является движителем узла диафрагмы. Предпочтительно, чтобы обе кольцевые пластины находились в контакте одна с другой и перемещались вдоль турбореактивного двигателя. Однако возможно предусмотреть небольшой люфт между пластинами, не выходя за рамки изобретения, без ухудшения функционирования узла диафрагмы, проходное сечение которого образуется окнами одной пластины, не закрытыми сплошными частями другой пластины, когда они обращены к вентиляционному потоку, то есть вдоль турбореактивного двигателя, а сами пластины перпендикулярны двигателю. Кроме того, можно предусмотреть холодный люфт между обеими пластинами, исчезающий при нагреве вследствие аксиального теплового расширения между защитной тепловой оболочкой и камерой дожигания. Тем не менее, тепловое аксиальное расширение этих элементов пренебрежительно мало и предпочтительно предусмотреть постоянный контакт между первой и второй пластинами, образующими узел диафрагмы.

Предпочтительно, чтобы обе кольцевые пластины располагались концентрически по продольной оси турбореактивного двигателя.

Предпочтительно, чтобы первая кольцевая пластина имела ряд окон, идентичных ряду окон второй кольцевой пластины, при этом окна первой пластины попарно работают с окнами второй пластины, частично перекрывая друг друга. Кроме того, в холодном состоянии каждое окно первой пластины сдвинуто относительно соответствующего окна второй пластины радиально от центра и на некоторый угол в направлении вращения. Таким образом, представляется понятным, что при значительном термическом воздействии на защитную тепловую оболочку последняя, расширяясь, приводит в движение вторую кольцевую пластину в радиальном и угловом направлениях, следствием чего является увеличение взаимного перекрытия между первыми и вторыми окнами и увеличение проходного сечения узла.

Предпочтительно, узел диафрагмы выполнен с возможностью позиционирования в зависимости от термического расширения защитной тепловой оболочки между положением минимального расхода, в котором минимальное проходное сечение достигается частичным перекрытием окон одной из двух кольцевых пластин другой пластиной и наоборот, и положением максимального расхода, в котором максимальное проходное сечение соответствует общему количеству окон одной из двух кольцевых пластин. Кроме того, в предпочтительном, но не ограничивающем случае, когда ряд окон на каждой из двух пластин идентичен один другому, проходное сечение узла в положении максимального расхода соответствует проходному сечению, идентичному проходному сечению, определяемому независимо для каждой из двух пластин с собственным рядом окон, при этом при измерении находят идеальное соответствие между окнами двух кольцевых пластин. Таким образом, в этом предпочтительном случае и в положении максимального расхода окна одной из двух кольцевых пластин ни в коем случае не должны быть перекрыты другой из двух кольцевых пластин, и наоборот.

Объектом изобретения является также турбореактивный двигатель самолета, снабженный такой задней частью.

Объектом изобретения является также самолет, содержащий такой турбореактивный двигатель.

Другие преимущества и характеристики изобретения представлены в подробном описании.

Изобретение иллюстрируется следующими чертежами:

- Фиг.1 представляет вид в продольном разрезе задней части турбореактивного двигателя в соответствии с предпочтительным вариантом осуществления изобретения;

- Фиг.2а - частичный разрез по линии II-II фиг.1, когда защитная тепловая оболочка турбореактивного двигателя подвергается минимальным тепловым нагрузкам;

- Фиг.2б - частичный разрез по линии II-II фиг.1, когда защитная тепловая оболочка турбореактивного двигателя подвергается максимальным тепловым нагрузкам;

- фиг.3 - детализацию фиг.1, где показан узел диафрагмы камеры дожигания;

- фиг.4 - частичный вид первой кольцевой пластины узла диафрагмы по фиг.3;

- фиг.5 - частичный вид второй кольцевой пластины узла диафрагмы по фиг.3;

- фиг.6а - вид в разрезе по линии VI-VI фиг.3, когда узел диафрагмы находится в положении минимального расхода, которое он автоматически принимает, когда защитная тепловая оболочка турбореактивного двигателя испытывает минимальные тепловые напряжения; и

- фиг.6б - вид в разрезе по линии VI-VI фиг.3, когда узел диафрагмы находится в положении максимального расхода, которое он автоматически принимает, когда защитная тепловая оболочка турбореактивного двигателя испытывает максимальные тепловые нагрузки.

На фиг.1 представлена задняя часть турбореактивного двигателя 1 для самолета в соответствии с предпочтительным вариантом осуществления изобретения.

На фиг.1 видна задняя часть турбореактивного двигателя 1 по продольной оси 2.

На входе задней части турбореактивный двигатель 1 имеет первичный канал 4, окруженный вторичным кольцевым каналом 6; по этим каналам проходят первичный 8 и вторичный 10 потоки холодного воздуха. Первичный 8 и вторичный 10 потоки смешиваются в следующей части турбореактивного двигателя, называемой камерой дожигания и размещенной за условной плоскостью 12, схематично показанной на фиг.1. Указанная смесь воздуха образуется с помощью смесительных направляющих, размещенных на внешней оболочке 24 турбореактивного двигателя и уходящих внутрь последней, как это ясно видно на фиг.1. На чертеже видно, что направляющие заканчиваются по условной плоскости 12.

Отмечено, что эта часть системы дожигания, образующая самую нижнюю часть двигателя и оканчивающаяся органами управления заслонками 14, содержит камеру дожигания 16, ограничивающую канал дожигания 18, размещенный на оси 2 турбореактивного двигателя. Для сведения, камера 16 установлена на внешнем корпусе 24 вторичного кольцевого канала 6 с помощью фиксирующей стяжки 20, соединенной с фиксирующей стяжкой 22, соединенной с внешним корпусом 24, продолжающим вторичный кольцевой канал в сторону задней части двигателя. Кроме того, фиксирующая стяжка 20 продолжает камеру дожигания 16 в сторону передней части двигателя, как показано на фиг.1.

Для охлаждения камеры дожигания 16 используется тепловая защитная оболочка 26, размещенная по оси 2 так, что камера 16 и оболочка 26 образуют канал охлаждения камеры. Таким образом, защитная тепловая оболочка 26 размещена спереди назад от фиксирующей стяжки 20 до органов управления заслонками 14, как это показано на фиг.1. Тепловая защитная оболочка 26, которая радиально вставлена внутрь камеры дожигания 16, соединена с камерой 16 с помощью промежуточной фиксирующей стяжки 28, закрепленной между стяжками 20, 22. Действительно, защитная термическая оболочка имеет на передней части множество фиксирующих элементов 30, закрепленных как на оболочке, так и на промежуточной фиксирующей стяжке 28. Для сведения, можно использовать фиксирующие элементы типа Z-образных скоб, которые в силу своей конфигурации при значительном тепловом расширении тепловой защитной оболочки приближают ее к камере дожигания 16, как более детально показано на фиг.2а и 2б. Как известно специалистам, элементы фиксации 30 размещены регулярно вокруг оси 2 между защитной тепловой оболочкой 26 и промежуточной кольцевой стяжкой 28, при этом фиксирующая часть элементов 30 размещена радиально внутрь по отношению к фиксирующей стяжке 20 камеры дожигания 16.

Таким образом, поток холодного вторичного воздуха 10, выходящий из вторичного кольцевого канала 6, делится на два независимых потока, при этом поток холодного воздуха 32 поступает вглубь канала дожигания 18, где он смешивается с потоком первичного воздуха 8, а вентиляционный поток 34 поступает вглубь кольцевого канала охлаждения 36 для охлаждения камеры 16. Разделение потока холодного вторичного воздуха 10 на два потока 32, 34 осуществляется благодаря наличию узла диафрагмы 40, размещенного внутри кольцевого канала охлаждения 36 на уровне его входной части, то есть вблизи элементов фиксации 30. Следует отметить, что внутри канала охлаждения 36 размещен только узел диафрагмы 40. Тем не менее, по необходимости таких диафрагм может быть установлено несколько вдоль турбореактивного двигателя по стрелке 42, параллельной оси 2.

В этом случае, если узел диафрагмы 40, расположенный наиболее близко к входной части, определяет общий расход вентиляционного потока, который будет проходить по кольцевому каналу охлаждения 36, следует отметить, что диафрагмы, расположенные ближе к выходной части, могут, например, размещаться в зависимости от термозащитной пленки воздуха, которую необходимо получить на уровне внутренней стенки защитной оболочки 26, пленки, которая получается благодаря мультиперфорации 44, выполненной в оболочке 26, и предпочтительно на уровне радиальных частей, наиболее близких к оси двигателя, как это показано на фиг.1.

На фиг.2а и 2б более подробно показаны элементы фиксации 30, обеспечивающие механическую связь между оболочкой 26 и камерой дожигания, а также фиксирующую стяжку 20.

Элементы 30, предпочтительно одинаковой формы, имеют конструкцию, позволяющую тепловой защитной оболочке 26, при ее расширении от термических напряжений, возникающих от тепла канала дожигания 18, смещаться в радиальном внешнем направлении, в направлении камеры дожигания, которая сама термически расширяется в том же направлении, но это расширение незначительно по сравнению с расширением оболочки. Кроме того, в процессе радиального термического расширения оболочки относительно камеры оболочка смещается под углом относительно камеры относительно оси 2 в направлении углового смещения 37 благодаря элементам фиксации 30.

Каждый элемент фиксации 30 содержит фиксирующую лапу 31 для ее крепления к камере дожигания, жестко закрепленную на промежуточной фиксирующей стяжке 28, фиксирующую лапу оболочки, жестко закрепленную на ней, и скобу 35, соединяющую обе вышеуказанные фиксирующие лапы 31, 33. Таким образом, в зависимости от угла наклона скобы 35 относительно радиального направления 39 турбореактивного двигателя направление углового смещения 37 будет придаваться оболочке 26 при ее термическом расширении.

В предпочтительном варианте осуществления, представленном на фиг.2а и 2б, можно видеть, что скоба 35 элементов фиксации 30 размещена продольно вдоль главного направления 43 наружу, то есть от внутренней лапы к наружной. Как следует из фиг.2а, радиальное направление 39 пересекает фиксирующую лапу 35 и составляет острый угол против часовой стрелки по отношению к главному направлению 43. Другими словами, оба направления 43 и 39 составляют между собой острый угол, направленный против часовой стрелки. Таким образом, направление против часовой стрелки определяет угловое смещение между направлениями 39, 43, которое вызывает перемещение в том же угловом направлении 37 оболочки 26 при расширении последней.

Следовательно, при переходе из состояния, в котором защитная тепловая оболочка подвержена минимальным термическим воздействиям, как показано на фиг.2а, и когда имеется значительный зазор между оболочкой и камерой, к состоянию, когда тепловая защитная оболочка подвергается максимальным тепловым нагрузкам, как показано на фиг.2б, можно заметить, благодаря пунктирным линиям на фиг.2б, что защиная тепловая оболочка смещается не только в радиальном направлении 39 по отношению к камере дожигания, но также в угловом направлении по стрелке 37. Тем не менее отмечено, что равномерное размещение элементов фиксации 30 вокруг оси 2 способствует тому, что оболочка 26 сохраняет свою центровку относительно продольной оси 2 турбореактивного двигателя, каковой бы ни была тепловая нагрузка.

Для сведения, угловое смещение оболочки 26 по стрелке 37 на фиг.2б обозначено буквой α, а радиальное перемещение 39 обозначено буквой β на той же фиг.2б. В этой связи следует учесть, что камера дожигания также перемещается в направлении 39 при тепловом расширении, но это не было показано из соображений ясности, так как это перемещение ничтожно по сравнению с перемещением оболочки 26.

Кроме того, следует отметить, что отношение между радиальным и угловым перемещениями зависит от длины и первоначального наклона скобы 35, что специалисты при необходимости могут учесть.

Узел диафрагмы 40 описан детально в соответствии с фиг.3-6б.

На фиг.3 видно, что узел диафрагмы содержит первую кольцевую пластину 46 с множеством окон 48 и вторую пластину 50 с множеством окон 52. Первая кольцевая пластина, концентричная продольной оси турбореактивного двигателя 1, жестко закреплена на камере дожигания 16, причем ее внутренняя радиальная часть с окнами 48 обращена внутрь кольцевого канала охлаждения 36. Таким образом, первая кольцевая пластина 46, размещенная ближе к входу, снабжена первой цепью окон, через которые вентиляционный поток 34 проходит к выходной части турбореактивного двигателя 1.

С другой стороны, вторая пластина 50 жестко закреплена на защитной тепловой оболочке 26 и ее внутренняя радиальная часть с окнами 52 обращена внутрь кольцевого канала охлаждения 36. Обе пластины 46, 50 находятся в контакте одна с другой, имеют небольшой люфт и могут перемещаться одна относительно другой в угловом направлении по оси 2 и радиально, как будет показано ниже.

Более того, следует отметить, что вентиляционный поток 34 должен проходить и через окна 52 к выходной части двигателя.

На фиг.4 представлена часть первой кольцевой пластины 46 с окнами 48, образующими первую последовательность окон 70. Как видно на фиг.4, окна 48 распределены равномерно и наклонно вокруг оси двигателя и имеют одинаковую геометрию, то есть имеют одинаковую форму и одинаковые размеры. Окна в пластине 46 могут быть выполнены в виде квадрата, прямоугольника или параллелограмма по краю закругления. Другие формы окон 48 также возможны в рамках изобретения.

На фиг.5 видно, что вторая кольцевая пластина 50 имеет вторую последовательность 72 окон 52, которая идентична первой последовательности, выполненной на первой кольцевой пластине 46. Это говорит о том, что в представленном предпочтительном варианте осуществления изобретения количество, форма и размеры окон 48, 52 идентичны и, размещая пластины 46, 50 одна против другой, возможно добиться парного совпадения первых окон 48 и вторых окон 52, как будет объяснено ниже.

Одна из основных особенностей настоящего изобретения заключается в том, что узел диафрагмы 40 посредством первых и вторых окон 48, 52 образует проходное сечение, площадь которого зависит от величины вентиляционного потока 34, поступающего в кольцевой канал охлаждения 36. Как ясно видно из вышеизложенного, проходное сечение узла 40 образовано зонами совмещения окон 48, 52 по продольной оси 2, как это показано на фиг.6а заштрихованными зонами, обозначающими проходную секцию.

В этой связи следует отметить, что на фиг.6а положение минимального расхода, при котором проходное сечение имеет минимальную величину, достигается частичным перекрытием окон 48 пластиной 50 и частичным перекрытием окон 52 пластиной 46. В этом случае относительное проходное сечение 74 образовано частями окон 48, 52, которые не закрыты другой пластиной, как это схематично показано в виде заштрихованных зон на фиг.6а, представляющих проходное сечение узла 40. Другими словами, проходное сечение 74 соответствует зонам взаимного перекрытия между окнами 48 первой пластины 46 и окнами 52 второй пластины 50. Само собой разумеется, в случае, когда относительное положение двух пластин обеспечивает минимальный расход вентиляционного потока 34, проходное сечение 74 меньше проходного сечения каждой из двух пластин 46, 50, и определяется собственными окнами 48, 52.

Такое положение узла 40 соответствует состоянию, в котором защитная оболочка подвергается минимальным тепловым нагрузкам, как было показано при описании фиг.2а.

Таким образом, можно отметить, что в такой конфигурации малого расхода, идентичного или подобного расходу в холодном состоянии, каждое окно 48 первой цепи 70 смещено относительно соответствующего окна 52 второй цепи 72 радиально наружу по направлению 39 значения β и в направлении углового смещения 37 значения α.

В предпочтительном варианте осуществления изобретения предусмотрено, что узел диафрагмы 40 может быть автоматически перемещен в положение максимального расхода, в котором максимально возможное проходное сечение 74 соответствует сумме площадей окон 48, 52 одной из двух пластин 50, 48. Предпочтительно предусмотрено, что вторая пластина 50, соединенная с оболочкой 26, перемещается в угловом направлении по стрелке 37 и по радиальному направлению 39 по той простой причине, что тепловое расширение, испытываемое оболочкой, является движителем узла 40.

В процессе такого расширения оболочка 26 перемещается под действием термических напряжений от канала дожигания 18, перемещая одновременно вторую пластину 59 в угловом направлении 37 и в радиальном 39. Следствием этого является прогрессивное расширение зоны взаимного перекрытия окон 48, 52 до достижения полного совпадения окон, как показано на фиг.6б, позволяющего получить проходное сечение, равное проходному сечению обеих пластин 46, 50.

В случае, когда необходимо получить полное совпадение окон 48, 52, в положении максимального расхода без учета радиального термического расширения камеры дожигания, начальное радиальное перекрытие окон 48 и 52 должно быть несколько меньшим показанного на фиг.6а значения β радиального термического перемещения оболочки, показанного на фиг.2б, между двумя положениями минимального и максимального расхода.

Узел диафрагмы 40 может автоматически перемещаться в зависимости от уровня термических напряжений оболочки 26 и, следовательно, в зависимости от уровня теплового расширения самой оболочки в какое-либо промежуточное положение между положениями максимального и минимального расхода, показанными на фиг.6а и 6б, в котором окна 48, 52 не полностью перекрываются, либо положение полного перекрытия окон 48, 52, как показано заштрихованными зонами на фиг.6б, означающими проход 74 узла диафрагмы 40.

Кроме того, изобретение касается не только турбореактивного двигателя 1, но и другого объекта, содержащего заднюю часть турбореактивного двигателя, обозначенную поз.15 на чертежах. Следует отметить, что эта задняя часть размещена в продольном направлении 42 по продольной оси 2.

Само собой разумеется, что специалистами могут быть внесены различные изменения в изобретение, представленное в качестве неограничивающего примера.

1. Задняя часть турбореактивного двигателя самолета, содержащая камеру дожигания, ограниченную каналом дожигания, тепловую защитную оболочку камеры дожигания, размещенную внутри нее радиально, узел диафрагмы, размещенный между защитной тепловой оболочкой и камерой дожигания и определяющий проходное сечение для вентиляционного потока камеры дожигания, при этом тепловая защитная оболочка установлена на камере дожигания посредством элементов фиксации, обеспечивающих угловое смещение оболочки относительно камеры при ее расширении при тепловых воздействиях, отличающаяся тем, что узел диафрагмы содержит первую и вторую содержащие множество окон кольцевые пластины, перекрывающие одна другую и расположенные соответственно на камере дожигания и тепловой защитной оболочке, причем окна обеих кольцевых пластин определяют проходное сечение, при этом узел диафрагмы выполнен таким образом, что расширение тепловой защитной оболочки при термических воздействиях вызывает перемещение второй кольцевой пластины в угловом направлении для увеличения проходного сечения окон.

2. Задняя часть двигателя по п.1, отличающаяся тем, что элементы фиксации при расширении тепловой защитной оболочки обеспечивают ее радиальное перемещение от оси двигателя по отношению к камере, при этом узел диафрагмы выполнен таким образом, что расширение тепловой защитной оболочки из-за термических воздействий вызывает также радиальное перемещение от оси двигателя второй кольцевой пластины по отношению к первой кольцевой пластине, что вызывает увеличение проходного сечения окон.

3. Задняя часть двигателя по одному из пп.1 или 2, отличающаяся тем, что обе кольцевые пластины находятся в контакте одна с другой и размещены по продольному направлению турбореактивного двигателя.

4. Задняя часть двигателя по одному из пп.1 или 2, отличающаяся тем, что кольцевые пластины расположены концентрически по продольной оси турбореактивного двигателя.

5. Задняя часть двигателя по п.3, отличающаяся тем, что кольцевые пластины расположены концентрически по продольной оси турбореактивного двигателя.

6. Задняя часть двигателя по одному из пп.1, 2, 5, отличающаяся тем, что первая кольцевая пластина имеет первую цепь окон, идентичных окнам второй цепи второй кольцевой пластины, причем окна первой цепи установлены с возможностью частичного перекрытия окон второй цепи в холодном режиме, при этом каждое окно первой цепи смещено относительно взаимодействующего с ним окна второй цепи в радиальном наружу и угловом направлениях.

7. Задняя часть двигателя по п.3, отличающаяся тем, что первая кольцевая пластина имеет первую цепь окон, идентичных окнам второй цепи второй кольцевой пластины, причем окна первой цепи установлены с возможностью частичного перекрытия окон второй цепи в холодном режиме, при этом каждое окно первой цепи смещено относительно взаимодействующего с ним окна второй цепи в радиальном наружу и угловом направлениях.

8. Задняя часть двигателя по п.4, отличающаяся тем, что первая кольцевая пластина имеет первую цепь окон, идентичных окнам второй цепи второй кольцевой пластины, причем окна первой цепи установлены с возможностью частичного перекрытия окон второй цепи в холодном режиме, при этом каждое окно первой цепи смещено относительно взаимодействующего с ним окна второй цепи в радиальном наружу и угловом направлениях.

9. Задняя часть двигателя по одному из пп.1, 2, 5, 7, 8, отличающаяся тем, что узел диафрагмы выполнен в возможностью самопозиционирования в зависимости от степени термического расширения тепловой защитной оболочки между положением минимального расхода, в котором проходное сечение минимальной величины достигается частичным перекрытием окон одной из двух кольцевых пластин другой пластиной и наоборот, и максимального расхода, при котором максимальное проходное сечение соответствует сумме площадей окон одной из пластин.

10. Задняя часть двигателя по п.3, отличающаяся тем, что узел диафрагмы выполнен в возможностью самопозиционирования в зависимости от степени термического расширения тепловой защитной оболочки между положением минимального расхода, в котором проходное сечение минимальной величины достигается частичным перекрытием окон одной из двух кольцевых пластин другой пластиной и наоборот, и максимального расхода, при котором максимальное проходное сечение соответствует сумме площадей окон одной из пластин.

11. Задняя часть двигателя по п.4, отличающаяся тем, что узел диафрагмы выполнен в возможностью самопозиционирования в зависимости от степени термического расширения тепловой защитной оболочки между положением минимального расхода, в котором проходное сечение минимальной величины достигается частичным перекрытием окон одной из двух кольцевых пластин другой пластиной и наоборот, и максимального расхода, при котором максимальное проходное сечение соответствует сумме площадей окон одной из пластин.

12. Задняя часть двигателя по п.6, отличающаяся тем, что узел диафрагмы выполнен в возможностью самопозиционирования в зависимости от степени термического расширения тепловой защитной оболочки между положением минимального расхода, в котором проходное сечение минимальной величины достигается частичным перекрытием окон одной из двух кольцевых пластин другой пластиной и наоборот, и максимального расхода, при котором максимальное проходное сечение соответствует сумме площадей окон одной из пластин.

13. Турбореактивный двигатель для самолета, содержащий заднюю часть по одному из пп.1-12.

14. Самолет, содержащий, по меньшей мере, один турбореактивный двигатель по п.13.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к авиадвигателестроению, а именно к конструкции элементов форсажных камер турбореактивных двухконтурных двигателей (ТРДД). .

Изобретение относится к области авиационного двигателестроения и может быть использовано в форсажной камере турбореактивного двигателя или в форсажной камере турбореактивного двухконтурного двигателя.

Изобретение относится к турбореактивному двигателю, включающему в себя канал дожигания первичного потока газа, кольцо форсунок и защитный экран топливного коллектора кольца форсунок.

Изобретение относится к турбореактивному двигателю, который имеет канал для нагревания первичного газового потока с устройством инжекции топлива и средствами защиты для устройства инжекции топлива.
Изобретение относится к авиастроению, в частности к турбореактивным двухконтурным двигателям с форсажной камерой. .

Изобретение относится к газотурбинным двигателям, в частности к форсажным камерам двухконтурных двигателей (ТРДДФ) со смешением потоков, и может быть использовано в авиадвигателестроении.

Изобретение относится к области тепловой защиты струйных сопел с дожиганием в авиационных газотурбинных двигателях. .

Система снижения шума газотурбинного двигателя содержит глушитель выхлопа, расположенный вблизи выхлопного канала, проход для охлаждающего воздуха и средство создания потока охлаждающего воздуха в проходе. Глушитель выхлопа содержит множество дефлекторов, сообщающихся с выхлопным каналом. Проход для охлаждающего воздуха находится в тепловом контакте с глушителем выхлопа и расположен между его наружной поверхностью и наружной обшивкой. Глушитель выхлопа заполняет кольцевое пространство между выхлопным каналом и наружной обшивкой за исключением прохода. При этом в одном варианте проход содержит отверстие в плоскости торца выхлопного канала, а средство для создания потока охлаждающего воздуха в проходе для отвода тепла выполнено с возможностью всасывания охлаждающего воздуха через указанное отверстие. В другом варианте в плоскости отверстия в выхлопном канале расположено выпускное отверстие, а средство для создания потока охлаждающего воздуха выполнено с возможностью подачи под давлением охлаждающего воздуха в проход и из выпускного отверстия в окружающую среду. При охлаждении глушителя выхлопа устанавливают вокруг выхлопного канала глушитель выхлопа, содержащий множество дефлекторов, сообщающихся с выхлопным каналом. Пропускают охлаждающий воздух через проход для охлаждающего воздуха для отвода тепла от глушителя выхлопа. При этом в первом варианте охлаждающий воздух всасывают в проход из отверстия, смежного с открытым кормовым концом выхлопного канала и выпускают охлаждающий воздух в передний конец выхлопного канала. В другом варианте воздух пропускают из переднего конца прохода в выпускное отверстие в открытом кормовом конце выхлопного канала. Изобретения позволяют повысить эффективность подавления шума газотурбинного двигателя без увеличения массы изолирующего материала. 4 н. и 9 з.п. ф-лы, 4 ил.

Изобретение относится к машиностроению, а именно к комбинированным ракетно-прямоточным двигателям. Выгораемое сопло комбинированного ракетно-прямоточного двигателя размещено во внутренней полости сопла маршевого режима и выполнено из двух элементов, соединенных друг с другом с возможностью формирования тракта сопла разгонного режима от дозвуковой до трансзвуковой и от трансзвуковой до сверхзвуковой областей. С внешней стороны элементов сопла выполнены продольные каналы, заглушенные со стороны камеры дожигания и образующие систему пилонов, которые с внешней стороны прикреплены к внутренней поверхности маршевого сопла двигателя. Элементы сопла выполнены из материала, обладающего высокой термоэрозионной стойкостью к продуктам сгорания с восстановительным химическим потенциалом и низкой термоэрозионной стойкостью к продуктам сгорания с окислительным химическим потенциалом. Изобретение позволяет повысить надежность работы выгораемого сопла на разгонном режиме работы двигателя и повысить скорость перехода к геометрическим характеристикам маршевого сопла на прямоточном режиме. 3 з.п. ф-лы, 3 ил.

Звукопоглощающая выхлопная труба турбомашины содержит перфорированную внутреннюю оболочку, образующую проточный канал выхлопной трубы, сплошную внешнюю оболочку, сердечник и каркас. Внутренняя и внешняя оболочки образуют между собой пространство, закрытое на переднем и заднем концах. Сердечник расположен между внутренней и внешней оболочками, на расстоянии от них, и содержит слой, рассеивающий звуковую энергию, состоящий из полых шариков, которые удерживаются рядом друг с другом. Каркас содержит передний и задний участки, соединенные вместе продольными элементами. Каркас поддерживает сердечник и разделяет его на множество ячеек, заполненных полыми шариками, удерживаемыми между двумя перфорированными структурами. Каркас прикреплен к внешней оболочке и внутренней оболочке посредством, по меньшей мере, одного из переднего и заднего участков каркаса. Изобретение позволяет повысить эффективность звукопоглощения выхлопной трубы без увеличения массы ее конструкции. 9 з.п. ф-лы, 8 ил.

Изобретение относится к области авиационного двигателестроения, а именно к конструкции сопел турбореактивных двигателей. Регулируемое сопло содержит корпус с теплозащитным экраном и шарнирно прикрепленные к корпусу створки. Теплозащитный экран образует с корпусом канал для прохождения охлаждающего воздуха и выполнен в виде секций с боковыми отбортовками. Секции экрана размещены в окружном направлении и снабжены вставками со скобами, жестко прикрепленными к секциям. Скобы размещены внутри вставок на глубине, не меньшей толщины скоб, а жесткое крепление скоб к секциям экрана выполнено посредством сварки или пайки. Боковые отбортовки секций экрана выполнены с уменьшением их ширины в направлении потока охлаждающего воздуха. Изобретение позволяет обеспечить надежное охлаждение сопла, а также повысить ресурс и надежность двигателя. 4 ил.

Изобретение относится к конструкции с сотовым заполнителем для использования в несущей панели гондолы турбореактивного двигателя самолета, являющейся акустической панелью. Конструкция содержит блок с сотовым заполнителем, выполненный с центральной частью, содержащей срединные сотовые ячейки, и с двумя боковыми частями, содержащими каждая множество соединительных сотовых ячеек. Часть соединительных сотовых ячеек имеет одну дополнительную стенку для образования соединения. Блок или блоки соединены между собой одной соединительной зоной, полученной путем пробивания двух наложенных друг на друга дополнительных стенок, которыми снабжены соединительные сотовые ячейки, принадлежащие разным боковым частям. Достигается простота изготовления зоны соединения, надежность. 4 н. и 9 з.п. ф-лы, 7 ил.

Изобретение относится к области авиационного двигателестроения, а именно к конструкции сопел турбореактивных двигателей. Поворотное осесимметричное сопло содержит неподвижный корпус с экраном и подвижный корпус со сферическим экраном, установленным между неподвижным и подвижным корпусами. Щели между экранами и корпусами образуют каналы для прохождения охлаждающего воздуха. Сферический экран подвижного корпуса выполнен в виде секций, размещенных в окружном направлении. На каждой секции в двух поясах попарно закреплены подвески с отверстиями в полках, в которые заведены цилиндрические пальцы, жестко прикрепленные к подвижному корпусу. В одном из поясов на одной подвеске палец установлен в отверстии без зазора, а на смежной подвеске - в овальном отверстии, выполненном в поперечном направлении относительно продольной оси сопла. В другом поясе на одной подвеске палец установлен в овальном отверстии, выполненном в продольном направлении, а на смежной - в цилиндрическом отверстии с равномерным зазором. Изобретение позволяет повысить надежность работы двигателя, а также эффективность охлаждения поворотного осесимметричного сопла. 3 ил.
Наверх