Турбореактивный двигатель для летательного аппарата



Турбореактивный двигатель для летательного аппарата
Турбореактивный двигатель для летательного аппарата
Турбореактивный двигатель для летательного аппарата
Турбореактивный двигатель для летательного аппарата

 


Владельцы патента RU 2471682:

ЭРБЮС ОПЕРАСЬОН (сосьете пар аксьон семплифье) (FR)

Изобретение относится к области авиации, более конкретно к турбореактивному двигателю для летательного аппарата. Турбореактивный двигатель, размещенный в гондоле, содержит теплообменник (13), предназначенный для охлаждения горячей текучей среды, отбираемой в движительной системе этого турбореактивного двигателя, перед повторным впрыскиванием этой частично охлажденной горячей текучей среды в упомянутую движительную систему. Теплообменник (8, 13, 18) представляет собой радиальный теплообменник, проходящий в нижней части турбореактивного двигателя на уровне нижнего разветвления (6, 16) этого турбореактивного двигателя, располагающегося ниже по потоку от вентилятора и лопаток спрямляющего аппарата вентилятора этого турбореактивного двигателя, причем упомянутый теплообменник проходит частично на наружной боковой стенке (10) упомянутого нижнего разветвления. Технический результат заключается в повышении эффективности работы теплообменника турбореактивного двигателя. 5 з.п. ф-лы, 4 ил.

 

Предлагаемое изобретение относится к турбореактивному двигателю для летательного аппарата. Говоря более конкретно, предлагаемое изобретение относится к теплообменнику, называемому также теплообменником поверхностного типа, размещенному в турбореактивном двигателе. Теплообменник в соответствии с предлагаемым изобретением предназначен для охлаждения горячей текучей среды из движительной системы турбореактивного двигателя, например масла, для того, чтобы эта текучая среда могла быть снова введена в упомянутую движительную систему, будучи по меньшей мере частично охлажденной. Предлагаемое изобретение относится также к летательному аппарату, содержащему по меньшей мере один такой турбореактивный двигатель.

В целом теплообменник в соответствии с предлагаемым изобретением находит применение в тех случаях, когда он необходим для охлаждения текучей среды, циркулирующей в или на периферии турбореактивного двигателя.

В области гражданской авиации известно использование вспомогательного теплообменника, предназначенного для охлаждения масла, которое циркулирует в двигателе турбореактивного двигателя. При этом горячее масло подводится в теплообменник для того, чтобы быть охлажденным в нем перед тем, как быть снова введенным в движительную систему.

На современном уровне техники существует в целом два возможных варианта размещения для такого теплообменника, а именно размещение на уровне корпуса двигателя или размещение на уровне гондолы двигателя.

Однако в том случае, когда теплообменник установлен в гондоле двигателя с выбросом воздуха в окружающую атмосферу, отбор воздуха представляет собой прямую потерю тяговой производительности в том смысле, что он не способствует или мало способствует тяге двигателя. В том случае, когда теплообменник установлен в корпусе двигателя, матрица теплообменника, вследствие своей внутренней конструкции, вызывает существенную потерю напора в потоке и создает более или менее значительную тенденцию к возмущению аэродинамического течения в нижней по потоку части двигателя.

Другое известное техническое решение состоит в использовании теплообменника с пластинами, локально повторяющими форму внутренней стенки гондолы, к которой эти пластины присоединены. Верхняя сторона теплообменника присоединена к внутренней стенке гондолы двигателя, тогда как его нижняя сторона располагается в потоке холодного воздуха, который проходит сквозь внутренний объем гондолы. Тепловая энергия, передаваемая внутри теплообменника, переносится в результате тепловой проводимости на внутреннюю поверхность пластины, образующей нижнюю сторону этого теплообменника. Эта горячая пластина обтекается потоком холодного воздуха, протекающего в гондоле. Таким образом, тепловая энергия, накопленная в горячей пластине, рассеивается в результате форсированной конвекции в направлении аэродинамического течения турбореактивного двигателя Недостаток этого второго способа реализации теплообменника из существующего уровня техники состоит в том, что он уменьшает располагаемые поверхности, используемые для размещения современных систем снижения звуковых помех, исходящих от турбореактивного двигателя. Действительно, для снижения этих звуковых помех известна технология нанесения на по меньшей мере часть внутренней стенки гондолы двигателя акустического покрытия. В более общем смысле это акустическое покрытие покрывает внутренние и наружные стенки гондолы и капота двигателя, когда две эти стенки располагаются друг против друга. Наличие такого акустического покрытия является несовместимым с прикреплением пластинчатого теплообменника на внутренней стенке гондолы. Для использования такого пластинчатого теплообменника будет необходимо локально устранить акустическое покрытие, что оказывается затруднительным с точки зрения критериев определения размерных параметров, относящихся к упомянутым звуковым помехам.

В данном изобретении делается попытка предложить теплообменник, способный охлаждать текучую среду, например масло или другую отводящую тепло текучую среду, поступающую из движительной системы двигателя, который легко может устанавливаться в турбореактивном двигателе и адаптироваться к современным нормам и требованиям, в частности акустическим. Здесь также делается попытка предложить теплообменник, имеющий коэффициент полезного действия, повышенный по отношению к коэффициентам полезного действия теплообменников, известных из существующего уровня техники, то есть имеющий более значительную способность к охлаждению.

Для этого в данном изобретении предлагается располагать один или несколько теплообменников на уровне нижнего разветвления турбореактивного двигателя. Это нижнее разветвление классическим образом проходит в нижней части турбореактивного двигателя между наружной стенкой двигателя и внутренней стенкой гондолы. Здесь под нижней частью турбореактивного двигателя следует понимать ту его часть, которая предназначена для ориентации в направлении земли в том случае, когда этот турбореактивный двигатель установлен на нижней поверхности крыла летательного аппарата. Это нижнее разветвление располагается ниже по потоку от вентилятора и лопаток спрямляющего устройства вентилятора. Поскольку нижнее разветвление не располагается непосредственно против внутренней стенки гондолы или против наружной стенки капота двигателя, это нижнее разветвление обычно не покрывается акустической обработкой. Таким образом, в соответствии с предлагаемым изобретением на уровне этого нижнего разветвления интегрируют один или несколько поверхностных теплообменников так, чтобы рассеивать в недрах внутреннего потока двигателя тепловые режекции, ограничивая при этом порождаемое теплообменниками лобовое аэродинамическое сопротивление и не оказывая влияния на акустическую обработку гондолы двигателя. Это нижнее разветвление чаще всего проходит вплоть до горловины гондолы и обладает вследствие этого относительно большими габаритными размерами таким образом, что в его внутреннем объеме имеется возможность разместить систему трубопроводов, электрических кабелей, вал силовой передачи к коробке агрегатов двигателя и т.д., который должен проходить от двигателя до оборудования, располагающегося в корпусе гондолы, и наоборот. В некоторых турбореактивных двигателях часть оборудования сгруппирована в самом двигателе, что позволяет устранить часть трубопроводов и электрических кабелей. При этом внутренний объем нижнего разветвления и его общие габаритные размеры могут быть уменьшены. В том случае, когда нижнее разветвление уменьшено, один или несколько теплообменников в соответствии с предлагаемым изобретением предпочтительным образом могут быть расположены в продолжение этого нижнего разветвления. В противном случае один или несколько теплообменников могут проходить по одну и по другую стороны от упомянутого разветвления и параллельно этому разветвлению. В некоторых случаях имеется возможность. присоединить наружную стенку теплообменника к наружной стенке разветвления таким образом, чтобы уменьшить габаритные размеры системы. Однако в этом случае существует только одна поверхность теплового обмена для рассматриваемого теплообменника.

Таким образом, объектом предлагаемого изобретения является турбореактивный двигатель для летательного аппарата, содержащий двигатель, размещенный в гондоле, и по меньшей мере один теплообменник, предназначенный для охлаждения горячей текучей среды, отбираемой в движительной системе этого турбореактивного двигателя, перед повторным впрыскиванием этой частично охлажденной горячей текучей среды в упомянутую движительную систему, отличающийся тем, что по меньшей мере один теплообменник представляет собой радиальный теплообменник, проходящий в нижней части турбореактивного двигателя на уровне нижнего разветвления этого турбореактивного двигателя.

Здесь под «радиальным» следует понимать перпендикулярный по отношению к продольной оси турбореактивного двигателя. Говоря другими словами, теплообменник в соответствии с предлагаемым изобретением проходит от двигателя до внутренней стенки гондолы и частично пересекает внутренний объем этой гондолы.

В соответствии с примерами реализации турбореактивного двигателя по данному изобретению имеется возможность предусмотреть, чтобы по меньшей мере один радиальный теплообменник проходил вдоль боковой стенки упомянутого нижнего разветвления.

Радиальный теплообменник проходит параллельно боковине или боковой стенке этого разветвления, не будучи при этом обязательно присоединенным к этой боковой стенке.

В том случае, когда радиальный теплообменник является присоединенным, уменьшаются аэродинамические возмущения, порождаемые наличием в потоке этого радиального теплообменника. Например, наружная стенка такого радиального теплообменника жестко связана с наружной стенкой нижнего разветвления двигателя. В данном случае под выражением "наружная стенка" следует понимать стенку, ориентированную в направлении внутреннего объема гондолы двигателя и канала прохождения воздуха, в котором они размещаются. Под выражением "внутренняя стенка" соответственно следует понимать стенку, ориентированную в направлении нижнего разветвления двигателя.

И наоборот, в том случае, когда радиальный теплообменник располагается на некотором расстоянии от упомянутого разветвления, увеличиваются поверхности обмена и соответственно характеристики охлаждения данного радиального теплообменника. Предпочтительным образом в этом случае радиальный теплообменник проходит ниже по потоку от нижнего разветвления двигателя в его аэродинамическом продолжении.

В частном примере реализации турбореактивного двигателя в соответствии с предлагаемым изобретением предусматривается, что по меньшей мере один радиальный теплообменник жестко связан с двигателем.

Поскольку в этом случае теплообменник жестко связан и находится в непосредственной близости от турбомашины, действия по осуществлению технического обслуживания этого оборудования оказываются упрощенными. Это может исключить, например, необходимость отключения соединений циркуляции текучей среды между двигателем и теплообменником, как это может иметь место для силовых установок, где теплообменник не закреплен непосредственно на двигателе.

Предлагаемое изобретение будет лучше понято из приведенного ниже описания и фигур, которые его сопровождают. Последние являются иллюстративными и не ограничивают изобретение. Фигуры представляют собой:

фиг.1 - изображение в продольном разрезе турбореактивного двигателя, который может быть снабжен по меньшей мере одним радиальным теплообменником в соответствии с предлагаемым изобретением;

фиг.2 - изображение в разрезе по линии В-В первого примера реализации теплообменников в соответствии с предлагаемым изобретением;

фиг.3 - изображение в разрезе по линии В-В второго примера реализации теплообменников в соответствии с предлагаемым изобретением;

фиг.4 - изображение в разрезе по линии В-В третьего примера реализации теплообменников в соответствии с предлагаемым изобретением.

На фиг.1 представлен турбореактивный двигатель 1 в продольном разрезе по продольной оси А этого турбореактивного двигателя 1.

Этот турбореактивный двигатель 1 обычно содержит гондолу 2, в которой размещается двигатель 3. Этот двигатель 3 закрепляется на внутренней стенке 4 гондолы 2 при помощи, кроме всего прочего, лопаток 5 спрямляющего аппарата вентилятора. Турбореактивный двигатель 1 снабжен нижним разветвлением 6, которое может проходить по длине от этих лопаток 5 до заднего конца 7 гондолы 2. Здесь под выражением "длина" следует понимать размер, проходящий параллельно оси А. Выражения "передний" и "задний" следует понимать по отношению к направлению поступательного перемещения летательного аппарата при его нормальном функционировании, снабженного таким турбореактивным двигателем 1. Нижнее разветвление 6 проходит по высоте от наружной стенки 12 двигателя 3 до внутренней стенки 4 гондолы 2. Здесь под высотой следует понимать размер, проходящий в радиальном направлении от продольной оси А.

Один или несколько теплообменников в соответствии с предлагаемым изобретением располагаются в окрестности этого нижнего разветвления 6, то есть вдоль боковых стенок разветвления 6, ниже по потоку от этого разветвления 6 и т.д.

На фиг.2, 3 и 4 представлены три не являющихся ограничительными примера реализации теплообменников в соответствии с предлагаемым изобретением.

Нижнее разветвление 6, показанное на фиг.2, проходит по длине от задней части лопаток 5 до заднего конца 7 гондолы 2. Таким образом, это нижнее разветвление 6, показанное на фиг.2, имеет максимальные габаритные размеры. Два вертикальных теплообменника 8 в соответствии с предлагаемым изобретением располагаются по бокам по одну и по другую стороны от этого нижнего разветвления 6. Упомянутые вертикальные теплообменники 8 проходят параллельно по отношению к нижнему разветвлению 6 от наружной стенки 12 двигателя 3 до внутренней стенки 4 гондолы 2. Предпочтительным образом теплообменники 8 жестко связаны своим верхним концом с наружной стенкой двигателя.

С тем чтобы не увеличивать габаритные размеры установок в канале прохождения воздуха, каждый радиальный теплообменник 8 имеет внутреннюю боковую стенку 9, присоединенную к наружной боковой стенке 10 нижнего разветвления 6. Говоря более конкретно, нижнее разветвление 6 содержит углубление, выполненное таким образом, чтобы общий наружный контур всего нижнего разветвления 6 и теплообменников 8 соответствовал общему наружному контуру нижнего разветвления 6 из существующего уровня техники, не содержащего теплообменника. При этом только наружная стенка 11 вертикальных теплообменников 8 обтекается потоком f холодного воздуха, движущегося через канал прохождения воздуха, теплообменники 8.

Разумеется, теплообменники 8 также могут быть слегка смещенными по отношению к наружной стенке 10 нижнего разветвления 6. Таким образом, воздух передаваемый через канал прохождения воздуха, может проходить между внутренней стенкой 9 теплообменников 8 и наружной стенкой 10 нижнего разветвления 6. Теплообменники 8 при этом будут иметь две поверхности 9 и 11 теплового обмена.

На фиг.3 и 4 нижнее разветвление 16 уменьшено в том смысле, что оно имеет менее значительные габаритные размеры, чем нижнее разветвление, показанное на фиг.2. Действительно, это уменьшенное нижнее разветвление 16 не проходит по длине вплоть до заднего конца гондолы.

В частном примере реализации уменьшенного разветвления имеется возможность предусмотреть системы регулирования, такие, например, как дроссельные клапаны или воздухозаборники с изменяемой геометрией, для того, чтобы контролировать расход воздуха, проходящего через упомянутое разветвление 16.

По бокам от уменьшенного разветвления 16, показанного на фиг.3, располагаются два боковых вертикальных теплообменника 13, располагающихся по одну и по другую стороны и ниже по потоку от этого уменьшенного разветвления 16. Для того чтобы не возмущать течение потока воздуха f в канале прохождения воздуха, боковые вертикальные теплообменники 13 следуют вдоль аэродинамического профиля разветвления 16. Каждый боковой теплообменник 13 представляет две поверхности теплового обмена, располагающиеся соответственно на уровне внутренней стенки 14 и на уровне наружной стенки 15.

В примере реализации, представленном на фиг.4, в дополнение к двум боковым вертикальным теплообменникам 13, турбореактивный двигатель 1 снабжен одним центральным радиальным теплообменником 18, проходящим в заднем продолжении уменьшенного разветвления 16. Говоря более конкретно, задний конец 17 разветвления 16 продолжается центральным теплообменником 18.

Три теплообменника 13, 18, показанные на фиг.4, снабжены двумя поверхностями теплового обмена. Нижняя часть вторичного потока f, приводимого в движение вентилятором, пересекает плоскость лопаток спрямляющего аппарата 5, огибает уменьшенное разветвление 16 и проходит по касательной к внутренним и наружным сторонам каждого теплообменника 13 и 18. Перенос тепловой энергии производится при этом в результате форсированной конвекции между горячими стенками теплообменников 13, 18 и потоком f холодного воздуха.

В общем случае вертикальные теплообменники 8, 13, 18 в соответствии с предлагаемым изобретением предпочтительным образом имеют в целом профилированную форму, представляющую переднюю кромку 19, две боковые стенки 9, 11, 14, 15 и заднюю кромку 20. В случае центрального радиального теплообменника 18 его передняя кромка соответствует передней кромке 21 разветвления 16.

Разумеется, другие типы позиционирования теплообменников 8, 13, 18 могут быть рассмотрены в том смысле, чтобы в большей или меньшей степени увеличить поверхность обмена, и в том смысле, чтобы в большей или меньшей степени ограничить их габаритные размеры и аэродинамическое воздействие на внутреннее течение потока газов в турбореактивном двигателе 1.

Разумеется, вертикальные теплообменники 8, 13, 18 могут содержать гладкие поверхности теплового обмена или поверхности теплового обмена, снабженные выступами, которые позволяют повысить их эффективность, например ребрами, завихрителями, шероховатостями и т.п.

Кроме того, может быть рассмотрен вариант интегрирования ниже по потоку от нижнего разветвления 6, 16 вертикальных теплообменников 8, 13, 18, снабженных на своей наружной стенке совершенно гладкой поверхностью таким образом, чтобы ограничить возмущения аэродинамического течения потока турбореактивного двигателя 1 на периферии разветвления 6, 16, и снабженных между внутренними стенками ребрами и выступами, повышающими эффективность обмена внутри аэродинамического течения, имеющего место между теплообменниками 8, 13, 18.

Поскольку теплообменники в соответствии с предлагаемым изобретением представляют собой теплообменники поверхностного типа, которые располагаются в продолжении нижнего разветвления, они порождают лишь ограниченный уровень аэродинамических возмущений, способных повлиять на эксплуатационные характеристики силовой установки. Теплообменники в соответствии с предлагаемым изобретением не содержат изогнутого и сложного канала, способного порождать внутренние и внешние аэродинамические возмущения в теплообменнике.

Кроме того, теплообменники в соответствии с предлагаемым изобретением не затрагивают пристенной акустической обработки гондолы вследствие того, что они интегрированы в зоны, традиционно не снабжаемые этой акустической обработкой. Таким образом, имеется возможность использовать теплообменники внутри силовой установки, не ухудшая при этом уровень акустической обработки.

В то же время теплообменники в соответствии с предлагаемым изобретением способствуют повышению коэффициента полезного действия силовой установки, снова впрыскивая в недра аэродинамического течения турбореактивного двигателя тепловые режекции двигателя и его агрегатов. Таким образом, эта тепловая энергия не теряется, будучи выброшенной за пределы гондолы или будучи рассеянной в результате потери напора внутри матрицы теплообменника.

В то же время здесь следует отметить, что позиционирование теплообменников на уровне нижнего разветвления обеспечивает возможность упрощения доступа к этим теплообменникам и облегчения их технического обслуживания.

1. Турбореактивный двигатель (1) для летательного аппарата, содержащий двигатель (3), размещенный в гондоле (2), и по меньшей мере один теплообменник (8, 13, 18), предназначенный для охлаждения горячей текучей среды, отбираемой в движительной системе этого турбореактивного двигателя, перед повторным впрыскиванием этой частично охлажденной горячей текучей среды в упомянутую движительную систему, отличающийся тем, что по меньшей мере один поверхностный теплообменник (8, 13, 18) представляет собой радиальный теплообменник, проходящий в нижней части турбореактивного двигателя на уровне нижнего разветвления (6, 16) этого турбореактивного двигателя, располагающегося ниже по потоку от вентилятора и лопаток спрямляющего аппарата вентилятора этого турбореактивного двигателя, причем упомянутый теплообменник проходит параллельно наружной боковой стенке (10) упомянутого нижнего разветвления.

2. Турбореактивный двигатель по п.1, отличающийся тем, что радиальный теплообменник проходит вдоль боковой стенки (10) нижнего разветвления.

3. Турбореактивный двигатель по п.2, отличающийся тем, что внутренняя стенка (9) радиального теплообменника жестко связана с наружной боковой стенкой (10) нижнего разветвления.

4. Турбореактивный двигатель по одному из пп.1-3, отличающийся тем, что радиальный теплообменник проходит ниже по потоку от уменьшенного нижнего разветвления (16).

5. Турбореактивный двигатель по одному из пп.1-3, отличающийся тем, что радиальный теплообменник жестко связан с двигателем.

6. Турбореактивный двигатель по п.4, отличающийся тем, что радиальный теплообменник жестко связан с двигателем.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к области авиации, более конкретно к воздухозаборному узлу для летательного аппарата. .

Изобретение относится к области авиастроения, более конкретно, к устройству воздухозаборника летательного аппарата. .

Изобретение относится к авиационной технике и позволяет повысить подъемную силу несущих плоскостей летательных аппаратов. .

Изобретение относится к области авиации. .

Изобретение относится к области авиации. .

Изобретение относится к области авиастроения, а именно к системе охлаждения масла двигателей многодвигательного вертолета. .

Изобретение относится к размещению вспомогательных устройств на летательном аппарате. .

Изобретение относится к области авиационной техники в частности к системам охлаждения оборудования скоростных самолетов. .

Изобретение относится к авиационной технике, в частности к оборудованию для охлаждения теплообменника, и может быть использовано для продувки маслорадиатора двигателя на земле на режиме ожидания взлета.

Изобретение относится к способу и устройству управления тепловыми выбросами летательного аппарата, содержащему планер (110) и силовую установку (112)

Изобретение относится к системам охлаждения воздушных судов

Изобретение относится к гидравлическому машиностроению Масляная система для охлаждения главного редуктора вертолета при испытании включает в себя главный редуктор (22) с поддоном, содержащим полости холодного и горячего масла. В масляной системе установлены два вертикальных масляных насоса (15) и (16) с электроприводами, аппарат воздушного охлаждения масла (46) с электроприводом, два масляно-масляных теплообменника (34) и (35) и расходомер масла (19). Также система включает в себя трубопроводные магистрали с электроприводами и без них, фильтры (20) и (30) и масляный бак (1) с оборудованием заполнения и слива масла. Достигается снижение затрат на испытание главных редукторов вертолетов. 1 ил.

Изобретение относится к области авиации, в частности к гондолам турбореактивных двигателей. Гондола турбореактивного двигателя содержит заднюю секцию и подвижный элемент. Задняя секция окружает заднюю по потоку часть двигательного отсека и совместно с соплом ограничивает поперечное сечение вентиляционного выпускного отверстия двигательного отсека. Подвижный элемент связан, по меньшей мере, с одним соответствующим органом управления и установлен с возможностью движения между отведенным и рабочим положениями. В отведенном положении поперечное сечение вентиляционного выпускного отверстия является максимальным, в рабочем положении подвижный элемент, по меньшей мере, частично уменьшает поперечное сечение вентиляционного выпускного отверстия. Указанный орган управления обеспечивает перемещение подвижного элемента между отведенным и рабочим положениями. Достигается возможность адаптации вентиляционного выпускного отверстия к большинству вероятных ситуаций во время полета и изменениям давления. 15 з.п. ф-лы, 13 ил.

Термоэмиссионный способ тепловой защиты частей летательных аппаратов (ЛА) включает отвод теплового потока от нагреваемой части ЛА к менее нагретой с помощью термоэмиссионного модуля посредством размещения на внутренней поверхности нагреваемых частей ЛА электропроводящего материала или покрытия, обладающего при нагреве высокой эмиссией электронов, - эмиттера, установку с зазором от эмиттера электропроводящего элемента - коллектора, на котором осаждают эмитируемые электроны и через бортовой автономный потребитель электроэнергии транспортируют к эмиттеру, с последующей герметизацией, вакуумированием образованной между эмиттером и коллектором полости и введением в нее химических элементов или соединений, уменьшающих работу выхода электронов. Изобретение направлено на снижение температурно-напряженного состояния частей двигательной установки ЛА. 2 з.п. ф-лы, 3 ил.
Наверх