Выходное устройство двухконтурного турбореактивного двигателя

Изобретение относится к области авиационного двигателестроения, в частности к области снижения уровня инфракрасного излучения турбореактивных двигателей в заднюю полусферу самолета. Выходное устройство двухконтурного турбореактивного двигателя содержит корпус, разделительную перегородку, канал второго контура между ними, центральный затурбинный обтекатель и дополнительную оболочку. Затурбинный обтекатель выполнен с перфорированной поверхностью и повернут своей вершиной к выходу двигателя. Дополнительная оболочка соосно установлена внутри обтекателя и образует вместе с обтекателем канал для прохода охлаждающего воздуха, который соединен с каналом второго контура. Крепление дополнительной оболочки в обтекателе выполнено жестким со стороны ее вершины и подвижным со стороны ее основания. Изобретение позволяет обеспечить равномерность кольцевого зазора между перфорированной поверхностью затурбинного обтекателя и дополнительной оболочкой, что повышает надежность работы и эффективность охлаждения наружной перфорированной поверхности затурбинного обтекателя. 2 з.п. ф-лы, 4 ил.

 

Изобретение относится к области авиационного двигателестроения, в частности к области снижения уровня инфракрасного излучения (ИКИ) турбореактивных двигателей (ТРД) в заднюю полусферу самолета.

Известно выходное устройство двухконтурного турбореактивного двигателя, содержащее корпус, разделительную перегородку, канал второго контура между ними, центральный затурбинный обтекатель с перфорированной поверхностью, повернутый своей вершиной к выходу двигателя, и дополнительную оболочку, соосно установленную внутри обтекателя и образующую вместе с обтекателем канал для прохода охлаждающего воздуха, соединенный с каналом второго контура (патент РФ №2241136, МПК F02K 3/04, опубл. 27.11.2004).

Недостатками указанного устройства являются недостаточно эффективное охлаждение наружной перфорированной поверхности, связанное с неопределенностью взаимного расположения поверхностей внутренней оболочки и затурбинного обтекателя, а также сложный монтаж перфорированного обтекателя, устанавливаемого на задней опоре турбины.

Технический результат, достигаемый изобретением - обеспечение равномерного кольцевого зазора между перфорированной поверхностью затурбинного обтекателя и дополнительной оболочкой, что повышает надежность работы и эффективность охлаждения наружной перфорированной поверхности затурбинного обтекателя.

Дополнительным техническим результатом изобретения является улучшение подвода охлаждающего воздуха в кольцевой зазор между перфорированной поверхностью затурбинного обтекателя и дополнительной оболочкой.

Технический результат достигается тем, что в выходном устройстве двухконтурного турбореактивного двигателя, содержащем корпус, разделительную перегородку, канал второго контура между ними, центральный затурбинный обтекатель с перфорированной поверхностью, повернутый своей вершиной к выходу двигателя, и дополнительную оболочку, соосно установленную внутри обтекателя и образующую вместе с обтекателем канал для прохода охлаждающего воздуха, соединенный с каналом второго контура, крепление дополнительной оболочки в обтекателе выполнено жестким со стороны ее вершины и подвижным со стороны ее основания для обеспечения равномерного кольцевого зазора между перфорированной поверхностью затурбинного обтекателя и дополнительной оболочкой.

Дополнительный технический результат достигается тем, что соединение канала для прохода охлаждающего воздуха с каналом второго контура выполнено в виде радиально расположенных воздухозаборников, жестко закрепленных на обтекателе и повернутых своими входами навстречу потоку охлаждающего воздуха, при этом воздухозаборники связаны между собой силовым кольцом.

На фиг.1 показан продольный разрез выходного устройства.

На фиг.2 показано крепление дополнительной оболочки со стороны ее вершины к затурбинному обтекателю.

На фиг.3 показано крепление дополнительной оболочки со стороны ее основания к затурбинному обтекателю.

На фиг.4 показано окружное расположение воздухозаборников.

Выходное устройство содержит корпус 1 и разделяющую потоки первого (газотурбинного) и второго (вентиляторного) контуров перегородку 2, между которыми заключен канал второго контура 3. Затурбинный обтекатель 4 закреплен на опоре турбины 5 и снабжен внутренней дополнительной оболочкой 6 с подвижной законцовкой 7. Для повышения эффективности охлаждения перфорированной поверхности 8 затурбинного обтекателя 4 кольцевой канал 9 изолирован от внутренней горячей полости 10, расположенной за турбиной 5, уплотнением, образованным опорной поверхностью 11 обтекателя 4 и цилиндрической законцовкой 7 дополнительной оболочки 6. Дополнительная оболочка 6 своей вершиной жестко закреплена пальцем 12 к перфорированной поверхности 8 обтекателя 4, а подвижной цилиндрической законцовкой 7 ее основания соприкасается с ответной опорной поверхностью 11 обтекателя 4 с возможностью перемещения друг относительно друга. Воздухозаборники 13 закреплены на перфорированной наружной поверхности 8 обтекателя 4, причем сами патрубки связаны между собой силовым кольцом 14, обеспечивающим жесткость конструкции при вибрации. Входы воздухозаборников 13 встроены навстречу потоку охлаждающего воздуха второго контура 3. Перфорация поверхности 8 затурбинного обтекателя 4 выполнена с помощью отверстий 15.

При работе двигателя возникает разница в температурах между наружной и внутренней оболочками, более нагретая наружная оболочка при расширении перемещает за собой внутреннюю. Предлагаемая конструкция центрирования оболочек способствует сохранению геометрии кольцевого канала 9, что в свою очередь обеспечивает оптимальное охлаждение перфорированной наружной поверхности 8 затурбинного обтекателя 4 на различных режимах работы двигателя. Охлаждающий воздух через воздухозаборники 13 поступает в кольцевой канал 9 и через отверстия 15 перфорации выходит на перфорированную наружную поверхность 8 затурбинного обтекателя 4.

1. Выходное устройство двухконтурного турбореактивного двигателя, содержащее корпус, разделительную перегородку, канал второго контура между ними, центральный затурбинный обтекатель с перфорированной поверхностью, повернутый своей вершиной к выходу двигателя, и дополнительную оболочку, соосно установленную внутри обтекателя и образующую вместе с обтекателем канал для прохода охлаждающего воздуха, соединенный с каналом второго контура, отличающееся тем, что крепление дополнительной оболочки в обтекателе выполнено жестким со стороны ее вершины и подвижным со стороны ее основания для обеспечения равномерного кольцевого зазора между перфорированной поверхностью затурбинного обтекателеля и дополнительной оболочкой.

2. Выходное устройство двухконтурного турбореактивного двигателя по п.1, отличающееся тем, что соединение канала для прохода охлаждающего воздуха с каналом второго контура выполнено в виде радиально расположенных воздухозаборников, жестко закрепленных на обтекателе и повернутых своими входами навстречу потоку охлаждающего воздуха.

3. Выходное устройство двухконтурного турбореактивного двигателя по п.2, отличающееся тем, что воздухозаборники связаны между собой силовым кольцом.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к конструкции поворотных сопел турбореактивных двигателей в месте сочленения поворотного устройства сопла с мотогондолой самолета. .

Изобретение относится к области ракетостроения и предназначено для повышения среднего по траектории удельного импульса двигателя. .

Изобретение относится к области ракетостроения и предназначено для повышения среднего по траектории удельного импульса двигателя. .

Изобретение относится к области ракетостроения, а более конкретно - к соплам с высотной компенсацией. .

Изобретение относится к области ракетостроения и предназначено для повышения среднего по траектории удельного импульса двигателя. .
Изобретение относится к области машиностроения и направлено на совершенствование конструкции выходных трактов газопроводов, работающих кратковременно в области высоких температур.

Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано для выведения на орбиту спутника Земли космических аппаратов различного назначения с массой от 5 до 500 т и более.

Изобретение относится к области авиационного двигателестроения, а именно к конструкции сопел турбореактивных двигателей (ТРД). .

Изобретение относится к области авиадвигателестроения, в частности к реактивным соплам воздушно-реактивных двигателей с изменяемым направлением вектора тяги. .

Изобретение относится к области авиационного двигателестроения, а именно к конструкции сопел турбореактивных двигателей (ТРД). .

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано в конструкции жидкостных ракетных двигателей, содержащих охлаждаемый сверхзвуковой раструб сопла и неохлаждаемый составной сопловой насадок из композиционного материала.

Изобретение относится к области авиации, в частности конструкции выходных устройств газотурбинных двигателей (ГТД), но может быть использовано в любых конструкциях, работающих в горячих средах.

Изобретение относится к области авиационных турбореактивных двигателей, в частности, к поворотным соплам подъемно-маршевых двигателей. .

Выходное устройство авиационного двигателя содержит металлическую кольцевую деталь и деталь выходного устройства из композитного материала с керамической матрицей, имеющую в верхней по потоку части форму тела вращения. Деталь выходного устройства установлена на кольцевой детали с помощью упругих крепежных лап. Каждая крепежная лапа имеет первый конец, укрепленный на кольцевой детали, и второй конец, укрепленный на верхней по направлению потока части детали выходного устройства. При этом в одном из вариантов выполнения выходного устройства каждая крепежная лапа содержит осевой упорный элемент, отходящий радиально от второго конца лапы и расположенный напротив первого конца, и радиальный упорный элемент на уровне второго конца лапы, расположенный над первым концом в радиальном направлении. В другом варианте выполнения деталь выходного устройства установлена ниже по потоку от кольцевой детали, а кромка верхней по потоку части детали выходного устройства поддерживается в осевом направлении напротив наружной радиальной поверхности кольцевой детали, а в радиальном - над первым концом крепежных лап. Первый конец каждой крепежной лапы содержит выступ, проходящий по оси в направлении от кольцевой детали. Другое изобретение группы относится к авиационному двигателю, содержащему указанное выше выходное устройство. Изобретения позволяют повысить надежность узла крепления выходного устройства без повышения его веса. 3 н. и 8 з.п. ф-лы, 14 ил.
Наверх