Турбовентиляторный газотурбинный двигатель с регулируемыми вентиляторными выходными направляющими лопатками (варианты)



Турбовентиляторный газотурбинный двигатель с регулируемыми вентиляторными выходными направляющими лопатками (варианты)
Турбовентиляторный газотурбинный двигатель с регулируемыми вентиляторными выходными направляющими лопатками (варианты)
Турбовентиляторный газотурбинный двигатель с регулируемыми вентиляторными выходными направляющими лопатками (варианты)
Турбовентиляторный газотурбинный двигатель с регулируемыми вентиляторными выходными направляющими лопатками (варианты)
Турбовентиляторный газотурбинный двигатель с регулируемыми вентиляторными выходными направляющими лопатками (варианты)
Турбовентиляторный газотурбинный двигатель с регулируемыми вентиляторными выходными направляющими лопатками (варианты)

 


Владельцы патента RU 2435057:

ДЖЕНЕРАЛ ЭЛЕКТРИК КОМПАНИ (US)

Турбовентиляторный газотурбинный двигатель содержит секцию переднего вентилятора, включающую в себя, по меньшей мере, один ряд отстоящих по периферии передних в продольном направлении лопаток ротора вентилятора, двигатель основного контура, расположенный сзади и ниже по потоку секции переднего вентилятора, обводной канал вентиляторов и выхлопной канал. Двигатель основного контура включает в себя последовательно расположенные ниже по потоку ведомый вентилятор, компрессор, камеру сгорания и турбину высокого давления, соединенную с возможностью привода с компрессором посредством вала двигателя основного контура. Обводной канал вентиляторов расположен ниже по потоку секции переднего вентилятора и находится радиально снаружи двигателя основного контура. Радиально внешний вход обводного канала вентиляторов расположен в продольном направлении между секцией переднего вентилятора и ведомым вентилятором основного контура. Выхлопной канал расположен по потоку ниже двигателя основного контура и сообщается с ним по текучей среде. Выход обводного канала вентиляторов расположен в продольном направлении сзади и ниже по потоку от радиально внешнего входа. Секция переднего вентилятора имеет единственную ступень регулируемых вентиляторных направляющих лопаток. Вентиляторные направляющие лопатки являются регулируемыми вентиляторными выходными направляющими лопатками и расположены ниже по потоку передних лопаток ротора вентилятора и вблизи них. Изобретение направлено на расширение диапазонов работы двигателя без запирания потока, а также на уменьшение массы и фронтальной поверхности на входе вентилятора двигателя. 2 н. и 7 з.п. ф-лы, 6 ил.

 

Это изобретение относится к турбовентиляторным газотурбинным двигателям и, в частности, к двигателям, имеющим направляющие лопатки в секции переднего вентилятора двигателя.

Турбовентиляторные газотурбинные двигатели с многочисленными обводными каналами, выполненные с возможностью реализации изменяемых циклов, рассчитаны на повышенную скорость и мощность. Одним конкретным приложением являются летательные аппараты типа воздушных судов для операций запуска в космос. Такие газотурбинные двигатели предназначены для ускорения летательного аппарата до больших крейсерских чисел Маха (М 4+), при которых вступают в свои права силовые установки сверхзвуковых самолетов. Весьма желательно иметь газотурбинный двигатель, который удовлетворяет широкому диапазону рабочих условий для такого использования. Вентилятор должен работать при высокой степени сжатия в вентиляторе при взлете и работать в режиме авторотации при больших крейсерских числах Маха.

Из патента США №3867813 известна конструкция турбореактивного двигателя, особенно подходящая для использования при вертикальном взлете или при взлете и посадке с короткой взлетной полосой в самолетах, в которых используются устройства отклонения реактивной струи. Турбореактивный двигатель содержит конструкцию для подачи части струи воздуха, подаваемого компрессором, к одному или нескольким отражателям струи для способствования взлету и набору высоты.

В патенте США №5806303 раскрыт газотурбинный двигатель с множеством обводных каналов, имеющий сопла с регулируемой областью выпуска, в которых площадь А8 сечения сопла и площадь А9 расширения сопла (площадь выходного сечения сопла) изменяются механически.

В публикации GB 1313841 раскрыт газотурбинный тяговый двигатель, обеспечивающий эффект изменения относительного количества воздуха, выпускаемого компрессором в обводной канал, то есть эффективную степень двухконтурности двигателя. Воздушное судно, оборудованное таким двигателем, должно иметь высокую степень двухконтурности двигателя при полете на дозвуковых и сверхзвуковых скоростях и низкую степень двухконтурности двигателя при взлете и ускорении до сверхзвуковой скорости.

Желательно уменьшить фронтальную площадь двигателя, уменьшить массу двигателя и минимизировать или исключить прерывание воздушного потока, идущего в вентилятор. Вентилятор должен работать при высокой степени сжатия в вентиляторе при взлете. Именно в этих условиях ротор вентилятора и выходные направляющие лопатки (ВНЛ) оказываются в наиболее тяжелом режиме аэродинамической нагрузки. Двигатель и секция вентилятора должны работать в этих условиях, причем работать эффективно, чтобы обеспечить возможность пропускания требуемого воздушного потока через ступень вентилятора в камеру скоростного напора для создания требуемой тяги. Чтобы обеспечить соответствие рабочим условиям взлета, при конструировании ВНЛ вентилятора следует рассчитывать их на большую прочность и большую нагрузку, поскольку вентилятор должен работать в режиме авторотации при больших крейсерских числах Маха. Эти два требования находятся в конфликте с конструкциями ВНЛ вентиляторов. Такой подход приводит к получению конструкции ВНЛ, которая при больших крейсерских числах Маха вызывает запирание потока, идущего к работающим лопаткам, что ограничивает объем притока в камеру скоростного напора и тем самым уменьшает величину тяги, которую можно получить.

Таким образом, весьма желательно иметь газотурбинный двигатель, который может работать от момента взлета до момента наступления условий, соответствующих большим числам Маха, в том числе - в режиме скоростного напора, без запирания потока, идущего к ВНЛ, и способен вызывать авторотацию вентилятора в режиме скоростного напора и, кроме того, минимизировать массу, фронтальную поверхность на входе вентилятора и прерывание воздушного потока на входе вентилятора.

Согласно первому объекту настоящего изобретения создан турбовентиляторный газотурбинный двигатель, содержащий секцию переднего вентилятора, включающую в себя, по меньшей мере, один ряд отстоящих по периферии передних в продольном направлении лопаток ротора вентилятора; двигатель основного контура, расположенный сзади и ниже по потоку секции переднего вентилятора и включающий в себя последовательно расположенные ниже по потоку ведомый вентилятор основного контура, компрессор основного контура, камеру сгорания основного контура и турбину высокого давления, соединенную с возможностью привода с компрессором основного контура посредством вала двигателя основного контура; обводной канал вентиляторов, расположенный ниже по потоку секции переднего вентилятора и находящийся радиально снаружи двигателя основного контура; радиально внешний вход обводного канала вентиляторов, расположенный в продольном направлении между секцией переднего вентилятора и ведомым вентилятором основного контура; выхлопной канал, расположенный по потоку ниже двигателя основного контура и сообщающийся с ним по текучей среде; и выход обводного канала вентиляторов из обводного канала вентиляторов в выхлопной канал по потоку ниже двигателя основного контура; при этом секция переднего вентилятора имеет единственную ступень регулируемых вентиляторных направляющих лопаток, и вентиляторные направляющие лопатки являются регулируемыми вентиляторными выходными направляющими лопатками, расположенными ниже по потоку передних лопаток ротора вентилятора и вблизи них.

Предпочтительно, двигатель дополнительно содержит турбину низкого давления, расположенную сзади и ниже по потоку двигателя основного контура и соединенную с возможностью привода с передними лопатками ротора вентилятора посредством вала низкого давления, выхлопное сопло, расположенное на нижнем по потоку конце выхлопного канала, и форсажную камеру, расположенную в выхлопном канале между турбиной низкого давления и выхлопным соплом.

Предпочтительно, двигатель дополнительно содержит проточный канал двигателя, переходную секцию проточного канала, проходящую по оси между секцией переднего вентилятора и двигателем основного контура, и стойки, проходящие по радиусу поперек изогнутой радиально внутрь криволинейной части переходной секции.

Предпочтительно, двигатель дополнительно содержит передний обводной инжектор с изменяемой площадью на входе в обводной канал вентиляторов и задний обводной инжектор с изменяемой площадью на выходе из обводного канала вентиляторов.

Предпочтительно, регулируемые вентиляторные выходные направляющие лопатки выполнены с возможностью поворота из номинального положения выходных направляющих лопаток при взлете в открытое положение выходных направляющих лопаток при числе Маха, находящемся в диапазоне от приблизительно 2,5 до приблизительно 4.

Предпочтительно, каждая из регулируемых вентиляторных выходных направляющих лопаток дополнительно имеет поворотную переднюю секцию и неподвижную заднюю секцию.

Согласно второму объекту настоящего изобретения создан турбовентиляторный газотурбинный двигатель, содержащий секцию переднего вентилятора, включающую в себя, по меньшей мере, один ряд отстоящих по периферии передних в продольном направлении лопаток ротора вентилятора; двигатель основного контура, расположенный сзади и ниже по потоку секции переднего вентилятора и включающий в себя последовательно расположенные ниже по потоку задний ведомый вентилятор основного контура, компрессор, камеру сгорания основного контура и турбину высокого давления, соединенную с возможностью привода с ведомым вентилятором основного контура и компрессором основного контура посредством вала двигателя основного контура; турбину низкого давления, расположенную сзади и ниже по потоку двигателя основного контура и соединенную с возможностью привода с передними лопатками ротора вентилятора валом низкого давления; обводной канал вентиляторов, расположенный ниже по потоку секции переднего вентилятора и находящийся радиально снаружи двигателя основного контура, радиально внешний вход обводного канала вентиляторов, расположенный в продольном направлении между ведомым вентилятором основного контура и секцией переднего вентилятора; выхлопной канал, расположенный по потоку ниже обводного канала вентиляторов и турбины низкого давления и сообщающийся с ними по текучей среде, при этом обводной канал вентиляторов включает в себя радиально наружный и радиально внутренний входы из секции переднего вентилятора в обводной канал вентиляторов; и внутренний входной канал, проходящий от внутреннего входа к обводному каналу вентиляторов и имеющий нагнетатель, расположенный во внутреннем входном канале, при этом секция переднего вентилятора имеет единственную ступень вентиляторных направляющих лопаток, и вентиляторные направляющие лопатки являются регулируемыми вентиляторными выходными направляющими лопатками, расположенными сзади или ниже по потоку передних лопаток ротора вентилятора и вблизи них и по оси между лопатками ротора переднего вентилятора и обводным каналом вентиляторов.

Вышеизложенные аспекты и другие признаки изобретения поясняются в нижеследующем описании, приводимом со ссылкой на прилагаемые чертежи, на которых:

фиг.1 - схематическое изображение поперечного сечения самолетного газотурбинного двигателя с изменяемым циклом без вентиляторной входной направляющей лопатки и без регулируемой вентиляторной выходной направляющей лопатки;

фиг.2 - более подробное изображение поперечного сечения секции вентилятора в двигателе, проиллюстрированном на фиг.1;

фиг.3 - схематическое изображение поперечного сечения, проведенного через регулируемую вентиляторную выходную направляющую лопатку, проиллюстрированную на фиг.2, изображающее номинальное и открытое положения регулируемых выходных направляющих лопаток;

фиг.4 - графическая иллюстрация возможной работы регулируемой вентиляторной выходной направляющей лопатки, проиллюстрированной на фиг.3;

фиг.5 - изображение первого альтернативного варианта осуществления регулируемой вентиляторной выходной направляющей лопатки, имеющей поворотную переднюю секцию с задним краем, предназначенным для уплотнения заподлицо у переднего края неподвижной задней секции регулируемой вентиляторной выходной направляющей лопатки;

фиг.6 - изображение второго альтернативного варианта осуществления регулируемой вентиляторной выходной направляющей лопатки, имеющей зазор между задним краем поворотной передней секции и передним краем неподвижной задней секции регулируемой вентиляторной выходной направляющей лопатки.

На фиг.1 представлен газотурбинный двигатель 10, выполненный с возможностью работы в режимах турбовентиляторного двигателя, турбореактивного двигателя и прямоточного воздушно-реактивного двигателя, или в циклах от взлета до достижения числа Маха, равного 4 или более (4+). Предполагаются также использования, при которых этот диапазон расширен в сторону увеличения крейсерского числа Маха примерно до 4,9. Вокруг продольно проходящей оси или осевой линии 12 двигателя 10 расположена секция 33 переднего вентилятора, а также - ниже по потоку - двигатель 18 основного контура (также называемый турбокомпрессором или газогенератором). Двигатель 18 основного контура включает в себя расположенные последовательно вдоль оси в направлении вниз по потоку задний или ведомый вентилятор основного контура (ВВОК), обозначенный ссылочной позицией 19, компрессор 20 высокого давления, камеру 22 сгорания основного контура и турбину высокого давления (ТВД), обозначенную ссылочной позицией 23 и имеющую ряд лопаток 24 турбины высокого давления. Лопатки 64 компрессора высокого давления, имеющиеся в компрессоре 20 высокого давления, и ВВОК 19 имеют фиксированную взаимосвязь, взаимодействуя с возможностью привода с лопатками 24 турбины высокого давления посредством имеющего больший диаметр кольцевого вала 26 двигателя основного контура, который расположен вокруг осевой линии 12 двигателя 10 соосно с ней, образуя каскад высокого давления.

Воздух под повышенным давлением из компрессора 20 высокого давления смешивается с топливом в камере 22 сгорания и воспламеняется, вследствие чего образуются газообразные продукты сгорания. Эти газообразные продукты совершают часть работы, которая потребляется лопатками 24 турбины высокого давления и обеспечивает привод компрессора 20 высокого давления. Газообразные продукты сгорания выпускаются из двигателя 18 основного контура в турбину низкого давления (ТНД), обозначенную ссылочной позицией 27 и имеющую ряд лопаток 28 ротора турбины низкого давления. Лопатки 28 ротора турбины низкого давления неподвижно прикреплены к имеющему меньший диаметр кольцевому валу 30 низкого давления, расположенному вокруг осевой линии 12 двигателя 10 соосно с ней внутри вала 26 двигателя основного контура и прикрепленному с возможностью привода к ряду отстоящих по периферии передних в продольном направлении лопаток 32 ротора вентилятора секции 33 переднего вентилятора, образуя тем самым каскад низкого давления.

Секция 33 переднего вентилятора имеет лишь одну единственную ступень 200 регулируемых вентиляторных выходных направляющих лопаток 35, проходящих поперек проточного канала 29 двигателя 10. Эта единственная ступень регулируемых вентиляторных выходных направляющих лопаток 35 расположена ниже по потоку или сзади передних лопаток 32 ротора вентилятора и вблизи них, и это единственные направляющие лопатки в секции 33 переднего вентилятора. Термин «вблизи» употребляется в данном описании в целях настоящего патента, означая, что между упомянутыми рядом расположенными элементами (т.е. между передним рядом лопаток 32 ротора вентилятора и регулируемыми вентиляторными выходными направляющими лопатками) нет никаких других лопаток ротора и/или лопаток статора. Входные направляющие лопатки как неподвижные, так и регулируемые, вовсе не используются, что обеспечивает большую экономию массы для двигателя.

Двигатель 10 работает, ускоряя летательный аппарат до больших крейсерских чисел Маха (М 4+), при которых вступают в свои права силовые установки сверхзвуковых самолетов. Чтобы двигатель эффективно удовлетворял потребности в широком диапазоне рабочих условий для такого использования, секция 33 переднего вентилятора должна работать при высокой степени сжатия в вентиляторе при взлете и работать в режиме авторотации при больших крейсерских числах Маха. Эту возможность предоставляет секция 33 переднего вентилятора с единственной ступенью направляющих лопаток, причем единственный ряд или единственная ступень содержит регулируемые вентиляторные выходные направляющие лопатки 35.

Вал 26 двигателя основного контура также вращает задний в продольном направлении ряд отстоящих по периферии лопаток 36 ротора ведомого или заднего вентилятора секции 33 переднего вентилятора, имеющих проходящие радиально наружу законцовки 38 лопаток. Задние лопатки 36 ротора вентилятора расположены в продольном направлении сзади расположенного в продольном направлении спереди ряда передних лопаток 32 вентилятора. Ряд отстоящих друг от друга по периферии лопаток 34 статора заднего вентилятора расположен в продольном направлении между рядами лопаток 32 и 36 роторов переднего и заднего вентиляторов, соответственно, а также расположен в продольном направлении вблизи и в непосредственной последовательности с рядом лопаток 36 ротора заднего вентилятора.

Обводной канал 40 вентиляторов, расположенный радиально между внутренним кожухом 74 двигателя и внешним кожухом 92 двигателя, имеет радиально внешний вход 42, расположенный в продольном направлении между секцией 33 переднего вентилятора и задним или ведомым вентилятором 19 основного контура. Внешний вход 42 включает в себя передний обводной инжектор с изменяемой площадью (передний ОИРП), возможной реализацией которого являются створки 44 селекторного клапана. Радиально внутренний вход 46 в обводной канал 40 вентиляторов расположен в продольном направлении между секцией 33 переднего вентилятора и задним или ведомым вентилятором 19 основного контура, а также радиально изнутри от внешнего входа 42. Между радиально внутренним и внешним входами 42 и 46 расположен кольцевой радиально внешний делитель 53 потока. Радиально внутренний и внешний входы 42 и 46 обеспечивают два параллельных обводных проточных канала, разделенных внешним делителем 53 потока, ведущих в обводной канал 40 вентиляторов из переднего вентилятора. Канал 43 внутреннего входа проходит от внутреннего входа 46 к выходу 47 канала внутреннего входа и далее в обводной канал 40 вентиляторов, обеспечивая сообщение по текучей среде между внутренним входом 46 и обводным каналом 40 вентиляторов. Внутренний вход 46 включает в себя кольцевую стенку 45 канала с радиально внутренним делителем 48 потока.

Кольцевая стенка 45 канала включает в себя поворотную часть 108 или бандаж, которая расположена или который расположен в радиальном направлении между радиально внешними законцовочными частями 107 лопаток и радиально внутренними втулочными частями 109 лопаток, соответственно, аэродинамических поверхностей 37, имеющихся в задних лопатках 36 ротора вентилятора. Аэродинамическая поверхность 37 проходит от основания 41 лопатки до законцовки 38 лопатки, а поворотная часть 108 расположена в заданном месте вдоль размаха S аэродинамической поверхности около законцовки лопатки. Кольцевая стенка 54 канала также включает в себя неповоротную часть 106, которая находится между радиально внешними лопатками 86 с изменяемым углом расположения, которые, по меньшей мере, частично образуют лопатки 34 статора заднего вентилятора. Выход 51 обводного канала вентиляторов расположен в продольном направлении сзади и ниже по потоку внешнего и внутреннего входов 42 и 46 и включает в себя задний обводной инжектор с изменяемой площадью (задний ОИРП), возможной реализацией которого являются задние створки 49.

Воздушный поток 50 двигателя или вентилятора проходит через передний ряд лопаток 32 вентилятора, а затем разделяется на часть 60 воздушного потока основного контура и обводной поток 54 радиально внутренним делителем 48 потока на переднем конце неповоротной части 106, опертой на стойки 21, проходящие в радиальном направлении поперек проточного канала 29. Обводной поток 54 включает в себя радиально внешнюю часть 52 обводного воздушного потока, которая проходит через внешний вход 42 обводного канала 40 вентиляторов, и радиально внутреннюю часть 56 обводного воздушного потока, которая проходит через внутренний вход 46 обводного канала 40 вентиляторов, в зависимости от работы двигателя. Законцовка 38 лопатки функционирует как нагнетатель 57, который нагнетает или дополнительно сжимает внутреннюю часть 56 обводного воздушного потока, которая присутствует в обводном потоке 54 и проходит через радиально внутренний вход 46 в обводной канал 40 вентиляторов. При большой мощности часть 52 обводного воздушного потока является по существу нулевой, а внутренняя часть 56 обводного воздушного потока находится на максимуме или около него. При частичной мощности внутренняя часть 56 обводного воздушного потока уменьшается, а внешняя часть 52 обводного воздушного потока увеличивается в более или менее прямой пропорции. Когда створка 44 переднего селекторного клапана закрывается, воздушный поток 50 вентилятора разделяется на часть 60 воздушного потока основного контура, проходящую через ряд лопаток 34 статора заднего вентилятора и расположенные и расположенный еще дальше сзади ряд лопаток 36 вентилятора, и внутреннюю часть 56 обводного воздушного потока. Следует отметить, что привод описываемого здесь нагнетателя 57 осуществляет турбина 23 высокого давления двигателя 18 основного контура, и что известны другие нагнетатели в радиально внутреннем входе 46 в обводной канал 40 вентиляторов, привод которого осуществляет турбина низкого давления.

Внутренняя часть 56 обводного воздушного потока проходит через внутренний вход 46 и идет мимо внешних лопаток 84 с изменяемым углом расположения и законцовочными частями 107 лопаток, которые совместно образуют нагнетательное средство для сжатия внутренней части 56 обводного канала во внутреннем входном канале 43. Законцовочные части 107 лопаток сжимают или нагнетают внутреннюю часть 56 обводного воздушного потока, а внешние лопатки 84 с изменяемым углом расположения совместно обеспечивают управление, тем самым обеспечивая изменяемое и управляемое нагнетание внутренней части 56 обводного воздушного потока, которая в определенных рабочих условиях может представлять собой по существу весь обводной поток, проходящий через обводной канал 40 вентиляторов, когда дверца 44 селекторного клапана находится в полностью закрытом положении. Во внутреннем входном канале 43 расположен ряд обводных лопаток 58 статора для устранения завихрений внутренней части 56 обводного воздушного потока перед тем, как внутренняя часть 56 обводного воздушного потока выпускается в обводной канал 40 вентиляторов, смешиваясь с внешней частью 52 обводного воздушного потока.

В процессе последовательного протекания часть 60 воздушного потока основного контура проходит через лопатки 62 статора компрессора высокого давления и лопатки 64 компрессора высокого давления, имеющиеся в компрессоре высокого давления 20, статор 22, ряд лопаток 24 турбины высокого давления, ряд лопаток 66 статора турбины низкого давления и ряд лопаток 28 турбины низкого давления. Часть 60 воздушного потока основного контура выпускается из турбины 27 низкого давления мимо лопаток 28 ротора турбины низкого давления между внутренним кожухом 74 двигателя и центральным телом 72, и поток в момент выхлопа называется выхлопным воздушным потоком 70 основного контура. Суммарный обводной воздушный поток 78, включающий в себя объединенные внешнюю и внутреннюю части 52 и 56 обводного воздушного потока, протекает по обводному каналу 40 вентиляторов к задним створкам 49 ОИРП. Во время работы турбовентилятора и камеры скоростного напора двигателя 10 большинство суммарного обводного воздушного потока 78 нагнетается через задний ОИРП в расположенный выше по потоку конец 71 выхлопного канала 69 в качестве обводного выхлопного потока 80 и смешивается с выхлопным воздушным потоком 70 основного контура.

Сзади и ниже по потоку двигателя 18 основного контура в ближайшей окрестности расположенного выше по потоку конца 71 выхлопного канала 69 располагается форсажная камера 130, работающая, подавая топливо для сгорания со смешанными выхлопным воздушным потоком 70 основного контура и обводным выхлопным потоком 80 в выхлопном канале 69 во время работы двигателя 10 в режиме увеличения тяги и создания скоростного напора. Форсажная камера 130 обеспечивает подачу и воспламенение фактически всего топлива для сгорания, когда двигатель 10 работает в режиме скоростного напора. Ниже по потоку форсажной камеры 130 на расположенном ниже по потоку конце 73 выхлопного канала 69 находится выхлопное сопло 68 с изменяемой площадью А8 горловины.

Как показано на фиг.2, проточный канал 29 является кольцевым и имеет переходную секцию 129, проходящую по оси между секцией 33 вентилятора и двигателем 18 основного контура. Часть 131 переходной секции 129 изогнута радиально внутрь в направлении назад или ниже по потоку. Переходную часть 129 иногда называют «гусиной шеей». В радиальном направлении поперек изогнутой радиально внутрь части 131 переходной части 129 проточного канала 29 проходят стойки 31. Регулируемые вентиляторные выходные направляющие лопатки 35 работают с возможностью поворота, как показано посредством номинального и открытого положений ВНЛ на фиг.3.

На фиг.3 номинальное положение ВНЛ обозначено сплошной линией, а открытое положение ВНЛ обозначено пунктирной линией. Номинальное положение ВНЛ выбирают так, чтобы обеспечить угол закрутки примерно 5 градусов в результате действия потока, поступающего с регулируемых вентиляторных выходных направляющих лопаток 35, что снижает нагрузку на регулируемые вентиляторные выходные направляющие лопатки 35. Регулируемые вентиляторные выходные направляющие лопатки 35 обладают большой прочностью для лучшей работоспособности при взлете. Открытое положение ВНЛ выбирают так, чтобы избежать запирания воздушного потока, идущего к регулируемым вентиляторным выходным направляющим лопаткам 35 при больших крейсерских числах Маха, что могло бы ограничить объем воздушного потока в камеру скоростного напора, проиллюстрированную в рассматриваемом варианте в виде форсажной камеры 130 на фиг.1, и тем самым избежать снижения величины тяги, которое могло бы произойти.

Регулируемые вентиляторные выходные направляющие лопатки 35 выполнены с возможностью поворота на 10 градусов между номинальным и открытым положениями ВНЛ, чтобы они могли отрабатывать первый и второй углы А1 и А2 закрутки, соответственно, как показано на фиг.4. Первый и второй углы А1 и А2 закрутки представляют собой углы между осевой линией 12 и векторами V1 и V2 потоков на передних краях LE регулируемых вентиляторных выходных направляющих лопаток 35. В иллюстрируемом возможном варианте осуществления первый и второй углы А1 и А2 закрутки составляют 51 градус и 24 градуса, соответственно, на отметке 40% размаха регулируемых вентиляторных выходных направляющих лопаток 35 при взлете и крейсерском числе Маха, равном 3,3. Для конкретной конструкции регулируемые вентиляторные выходные направляющие лопатки 35 устанавливаются в соответствии с установкой 0 градусов для номинального положения, а затем переустанавливаются при крейсерском числе Маха летательного аппарата, равном примерно 2,9, в соответствии с установкой для открытого положения, соответствующей изменению примерно на -10, как показано на фиг.4.

Назначением номинального и открытого положений ВНЛ является достижение закрутки примерно ±5 градусов, соответственно, в результате действия потока, сходящего с регулируемых вентиляторных выходных направляющих лопаток 35, чтобы обеспечивать то, что осевые стойки 31 ниже по потоку в «гусиной шее» или переходной секции 129 не вызовут глушение двигателя из-за влияния углов установки лопаток.

Каждая из регулируемых вентиляторных выходных направляющих лопаток 35, изображенных на фиг.1 и 2, поворачивается полностью между номинальным и открытым положениями ВНЛ. Два альтернативных варианта осуществления регулируемых вентиляторных выходных направляющих лопаток 35 проиллюстрированы на фиг.5 и 6 в сечении на отметке 40% размаха регулируемых вентиляторных выходных направляющих лопаток 35. Каждая из этих регулируемых вентиляторных выходных направляющих лопаток 35 имеет поворотную переднюю секцию 110 и неподвижную заднюю секцию 112. Номинальное и открытое положения ВНЛ для регулируемых вентиляторных выходных направляющих лопаток 35 обозначены сплошными и пунктирными линиями, соответственно, на фиг.5 и 6. Задний край ТЕ поворотной передней секции 110 предназначен для уплотнения заподлицо у переднего края LE неподвижной задней секции 112 с тем, чтобы не могла произойти утечка через регулируемые вентиляторные выходные направляющие лопатки 35 варианта осуществления, проиллюстрированного на фиг.5.

Между задним краем ТЕ поворотной передней секции 112 и передним краем LE неподвижной задней секции 112 регулируемых вентиляторных выходных направляющих лопаток 35 в варианте осуществления, проиллюстрированном на фиг.6, имеется зазор 114. Когда поворотная передняя секция 110 закрыта, что соответствует номинальному положению ВНЛ для регулируемых вентиляторных выходных направляющих лопаток 35, обозначенному сплошной линией, передняя и задняя секции 110 и 112, соответственно, не сходятся друг с другом, а попутный поток, сходящий с поворотной передней секции 110, направляется несколько ниже по напорной стороне 116 задней секции 112. Когда поворотная передняя секция 110 открыта, что соответствует открытому положению ВНЛ для регулируемых вентиляторных выходных направляющих лопаток 35, обозначенному пунктирной линией, передняя и задняя секции 110 и 112, соответственно, раздвинуты, зазор 114 становится больше, а попутный поток, сходящий с поворотной передней секции 110, направляется еще ниже, проходя ниже по потоку по напорной стороне 116 задней секции 112.

Хотя выше описаны возможные варианты осуществления настоящего изобретения, которые сочтены предпочтительными, для специалистов в данной области техники будут очевидны - на основании приведенных здесь положений - другие модификации изобретения, и поэтому желательно, чтобы все такие модификации были защищены нижеприведенной формулой изобретения как находящиеся в рамках существа и объема притязаний изобретения. Соответственно, защита испрашивается на изобретение, охарактеризованное в прилагаемой формуле изобретения.

1. Турбовентиляторный газотурбинный двигатель (10), содержащий секцию (33) переднего вентилятора, включающую в себя, по меньшей мере, один ряд отстоящих по периферии передних в продольном направлении лопаток (32) ротора вентилятора; двигатель (18) основного контура, расположенный сзади и ниже по потоку секции (33) переднего вентилятора и включающий в себя последовательно расположенные ниже по потоку ведомый вентилятор (19) основного контура, компрессор (20) основного контура, камеру (22) сгорания основного контура и турбину (23) высокого давления, соединенную с возможностью привода с компрессором (20) основного контура посредством вала (26) двигателя основного контура; обводной канал (40) вентиляторов, расположенный ниже по потоку секции (33) переднего вентилятора и находящийся радиально снаружи двигателя (18) основного контура; радиально внешний вход (42) обводного канала (40) вентиляторов, расположенный в продольном направлении между секцией (33) переднего вентилятора и ведомым вентилятором (19) основного контура; выхлопной канал (69), расположенный по потоку ниже двигателя (18) основного контура и сообщающийся с ним по текучей среде; и выход (51) обводного канала вентиляторов, расположенный в продольном направлении сзади и ниже по потоку от радиально внешнего входа (42); при этом секция (33) переднего вентилятора имеет единственную ступень регулируемых вентиляторных направляющих лопаток, и вентиляторные направляющие лопатки являются регулируемыми вентиляторными выходными направляющими лопатками (35), расположенными ниже по потоку передних лопаток (32) ротора вентилятора и вблизи них.

2. Турбовентиляторный газотурбинный двигатель (10) по п.1, дополнительно содержащий турбину (27) низкого давления, расположенную сзади и ниже по потоку двигателя (18) основного контура и соединенную с возможностью привода с передними лопатками (32) ротора вентилятора посредством вала (30) низкого давления, выхлопное сопло (68), расположенное на нижнем по потоку конце (73) выхлопного канала (69), и форсажную камеру (130), расположенную в выхлопном канале (69) между турбиной (27) низкого давления и выхлопным соплом (68).

3. Турбовентиляторный газотурбинный двигатель (10) по п.2, дополнительно содержащий проточный канал (29) двигателя (10), переходную секцию (129) проточного канала (29), проходящую по оси между секцией (33) переднего вентилятора и двигателем (18) основного контура, и стойки (31), проходящие по радиусу поперек изогнутой радиально внутрь криволинейной части (131) переходной секции (129).

4. Турбовентиляторный газотурбинный двигатель (10) по п.3, дополнительно содержащий передний обводной инжектор (44) с изменяемой площадью на входе (42) в обводной канал (40) вентиляторов и задний обводной инжектор (49) с изменяемой площадью на выходе (51) из обводного канала (40) вентиляторов.

5. Турбовентиляторный газотурбинный двигатель (10) по п.4, в котором регулируемые вентиляторные выходные направляющие лопатки (35) выполнены с возможностью поворота из номинального положения выходных направляющих лопаток при взлете в открытое положение выходных направляющих лопаток при числе Маха, находящемся в диапазоне от приблизительно 2,5 до приблизительно 4.

6. Турбовентиляторный газотурбинный двигатель (10) по п.2, дополнительно содержащий передний обводной инжектор (44) с изменяемой площадью на входе (42) в обводной канал (40) вентиляторов и задний обводной инжектор (49) с изменяемой площадью на выходе (51) из обводного канала (40) вентиляторов.

7. Турбовентиляторный газотурбинный двигатель (10) по п.2, в котором регулируемые вентиляторные выходные направляющие лопатки (35) выполнены с возможностью поворота из номинального положения выходных направляющих лопаток при взлете в открытое положение выходных направляющих лопаток при числе Маха, находящемся в диапазоне от приблизительно 2,5 до приблизительно 4.

8. Турбовентиляторный газотурбинный двигатель (10) по п.1, в котором каждая из регулируемых вентиляторных выходных направляющих лопаток (35) дополнительно имеет поворотную переднюю секцию (110) и неподвижную заднюю секцию (112).

9. Турбовентиляторный газотурбинный двигатель (10), содержащий секцию (33) переднего вентилятора, включающую в себя, по меньшей мере, один ряд отстоящих по периферии передних в продольном направлении лопаток (32) ротора вентилятора; двигатель (18) основного контура, расположенный сзади и ниже по потоку секции (33) переднего вентилятора и включающий в себя последовательно расположенные ниже по потоку задний ведомый вентилятор (19) основного контура, компрессор (20), камеру (22) сгорания основного контура и турбину (23) высокого давления, соединенную с возможностью привода с ведомым вентилятором (19) основного контура и компрессором (20) основного контура посредством вала (26) двигателя основного контура; турбину (27) низкого давления, расположенную сзади и ниже по потоку двигателя (18) основного контура и соединенную с возможностью привода с передними лопатками (32) ротора вентилятора валом (30) низкого давления; обводной канал (40) вентиляторов, расположенный ниже по потоку секции (33) переднего вентилятора и находящийся радиально снаружи двигателя (18) основного контура, радиально внешний вход (42) обводного канала (40) вентиляторов, расположенный в продольном направлении между ведомым вентилятором (19) основного контура и секцией (33) переднего вентилятора; выхлопной канал (69), расположенный по потоку ниже обводного канала (40) вентиляторов и турбины (27) низкого давления и сообщающийся с ними по текучей среде, при этом обводной канал (40) вентиляторов включает в себя радиально наружный и радиально внутренний входы (42 и 46) из секции (33) переднего вентилятора в обводной канал (40) вентиляторов; и внутренний входной канал (43), проходящий от внутреннего входа (46) к обводному каналу (40) вентиляторов и имеющий нагнетатель (57), расположенный во внутреннем входном канале (43), при этом секция (33) переднего вентилятора имеет единственную ступень вентиляторных направляющих лопаток, и вентиляторные направляющие лопатки являются регулируемыми вентиляторными выходными направляющими лопатками (35), расположенными сзади или ниже по потоку передних лопаток (32) ротора вентилятора и вблизи них.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к турбовинтовентиляторным двигателям авиационного применения. .

Изобретение относится к турбинной установке, в частности к турбореактивному двигателю, включающему в себя встроенный генератор электрического тока, расположенный соосно с турбинной установкой.

Изобретение относится к газотурбинным винтовентиляторным авиационным двигателям авиационного применения

Изобретение относится к компрессорам необъемного вытеснения и может быть использовано в конструкции осевых вентиляторов и вентиляторных контурах двухконтурных турбовентиляторных двигателей (ДТРД)

Изобретение относится к газотурбинным двигателям авиационного применения с задним расположением открытого (некапотированного) винтовентилятора

Изобретение относится к авиационным турбореактивным двигателям, включая двигатели для сверхзвуковых самолетов. Турбореактивный двигатель включает турбину низкого давления и регулируемый лепестковый смеситель, содержащий коническую обечайку, на ее выходе. Между турбиной и смесителем установлена кольцевая обечайка, образующая промежуточную кольцевую полость между газовым каналом внутреннего контура и воздушным каналом наружного контура. Кольцевая полость на выходе соединена через выходную кольцевую щель с газовым каналом и с зоной смешения потоков воздуха и газа, а на входе - с воздухозаборником, образованным радиальным кольцевым ребром корпуса турбины и конической обечайкой смесителя и выполненным с возможностью перекрытия проходного сечения подвижным в осевом направлении радиальным кольцом. Кольцевое ребро выполнено с внешней стороны от последней рабочей лопатки турбины, а радиальное кольцо установлено на наружном корпусе турбины с помощью исполнительных элементов. Изобретение позволяет повысить эффективность смешения потоков наружного и внутреннего контуров, снизить гидравлическое сопротивление и повысить тягу двигателя при трансзвуковых режимах полета сверхзвуковых самолетов. 4 ил.

Турбовинтовая силовая установка разнесенной винтовой схемы с переключающимися реактивными и винтовыми типами тяг воздушного летательного аппарата. Пересечение совмещенной зоной воздушных винтов с взаимным вхождением лопастей в межлопастное пространство друг друга реактивной струи с одновременным нахождением остальных лопастей винтов в окружающем воздушном пространстве. Получение крутящего момента винтами от реактивной струи одной частью позволяет одновременно другой части создавать винтовую силу тяги с образованием воздушного потока одного направления вместе с ослабленной реактивной струей, чем увеличивается мощность в обмен на скоротечность. Вывод из реактивной струи воздушных винтов восстанавливает реактивный принцип движения. Боковой способ совместного получения крутящего момента в зоне частично совмещенных винтов позволит другим свободным частям реализовывать силу тяги без взаимного негативного влияния друг на друга. Достигается уменьшение затрат на охлаждение, повышается безопасность и эффективность. 21 ил.

Крепежная конструкция для прикрепления направляющей лопасти к раме или кожуху вентилятора двигателя воздушного судна. Направляющая лопасть образована из композитного материала. Направляющая лопасть предназначена для выпрямления потока воздуха. Кожух вентилятора размещен снаружи рамы вентилятора. Крепежная конструкция содержит: поверхность сопряжения, первый установочный участок, поддерживающий элемент, поддерживающую поверхность сопряжения и второй установочный участок. Поверхность сопряжения образована на концевом участке направляющей лопасти. Первый установочный участок образован в поверхности сопряжения направляющей лопасти. Поддерживающий элемент выполнен из металла в качестве его составляющего материала, при этом поддерживающий элемент соединен в виде одного целого с рамой вентилятора или с кожухом вентилятора. Поддерживающая поверхность сопряжения подлежит сопряжению с поверхностью сопряжения направляющей лопасти и образована в поддерживающем элементе. Второй установочный участок выполнен с возможностью клинообразного сцепления с первым установочным участком направляющей лопасти и образован в поддерживающей поверхности сопряжения поддерживающего элемента. Повышается жесткость и прочность сопряжения между направляющей лопастью и рамой или кожухом вентилятора. 2 н. и 7 з.п. ф-лы, 9 ил.

Способ создания движущей силы для перемещения летательного аппарата включает ввод воздуха и создание азимутально и аксиально движущегося потока, его сжатие компрессором, нагрев потока, вывод струи со скоростью, большей азимутальной скорости лопастей турбины, ввод дополнительного объема воздуха. Сначала передают импульс горячего потока дополнительному объему воздуха. Затем создают вращающий момент турбины и потом переводят азимутальный момент потока в аксиальное усилие. В процессе сжатия поток направляют азимутально и радиально от оси, формируют азимутальный вихрь, выводят поток за кромкой лопаток компрессора, разворачивают поток азимутально и радиально к оси, формируют азимутальный вихрь и повторяют это более чем один раз. При этом турбореактивный двигатель включает выполненные на общем валу компрессор низкого давления, содержащий лопатки со структурой профилей с крыловыми элементами и турбину, камеру сгорания, выполненную азимутальной, венцы с лопатками до и после камеры сгорания. За камерой сгорания размещена камера эжекторного смешения потоков. Винт компрессора низкого давления и турбины выполнены заедино в виде продольных плоскостей, содержащих участки со структурой профилей с крыловыми элементами и центробежные участки. За турбиной установлен неподвижный венец с лопатками, задние кромки которых направлены вдоль оси двигателя, дополнительно содержащего компрессор высокого давления, ротор которого имеет более чем одну секцию с переменным профилем, достигающим внешней кромки лопастей винта на краях секций и имеющим минимум в центре. Лопасти винта закреплены в минимумах ротора, их передние и задние кромки направлены по вращению ротора. Лопатки последнего венца направлены на выходе вдоль оси ротора, устройство вывода потока размещено над ротором, секционировано, содержит профилированные лопатки, размещенные в максимумах профиля, их передние и задние кромки направлены против вращения ротора. Техническим результатом, достигаемым при реализации изобретения, является упрощение летательных аппаратов и расширение их области применения. 2 н.п. ф-лы, 1 ил.
Наверх