Турбореактивный двигатель



Турбореактивный двигатель
Турбореактивный двигатель
Турбореактивный двигатель

 


Владельцы патента RU 2480604:

Открытое акционерное общество "Научно-производственное объединение "Сатурн" (ОАО "НПО "Сатурн") (RU)

Турбореактивный двигатель содержит корпус, в котором последовательно расположены турбина с затурбинным обтекателем, смеситель, форсажная камера, сопло. Затурбинный обтекатель содержит охлаждаемую и неохлаждаемую части. В охлаждаемой части выполнен кольцевой канал, образованный внутренней обечайкой и перфорированной поверхностью затурбинного обтекателя. Смеситель образует с корпусом канал холодного воздуха, а с неохлаждаемой частью затурбинного обтекателя - канал горячего воздуха. Форсажная камера содержит кольцевые стабилизаторы пламени. Малый кольцевой стабилизатор пламени выполнен охлаждаемым и установлен так, что он заслоняет неохлаждаемую часть затурбинного обтекателя со стороны сопла. Изобретение позволяет снизить уровень инфракрасного излучения турбореактивного двигателя в заднюю полусферу самолета и потери полного давления, а также уменьшить габариты и массу выходного устройства двигателя. 4 з.п. ф-лы, 3 ил.

 

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

Инфракрасная заметность выходного устройства двигателя зависит от силы излучения нагретых элементов турбины и форсажной камеры, при этом максимальная суммарная сила ИК излучения имеет место при визировании по продольной оси выходного устройства. На режиме работы двигателя, для которого выставлены требования по снижению ИК заметности, сопло прикрыто и по оси видны внутренняя обечайка опоры турбины, затурбинный обтекатель и кольцевой стабилизатор пламени, расположенный вблизи оси форсажной камеры. Снижение ИК излучения наиболее эффективно может быть достигнуто уменьшением температуры видимых элементов конструкции форсажной камеры, а также путем экранирования элементов конструкции турбины.

Известно техническое решение, направленное на снижение ИК заметности ТРДД в задней полусфере (см. патент РФ № RU 2241136). Согласно нему снижение уровня ИКИ достигается за счет снижения температуры видимой поверхности центрального тела (кока) путем подачи охлаждающего воздуха наружного контура в его внутреннюю полость.

Однако для выходных устройств ТРДД с форсажной камерой сгорания использование метода снижения ИКИ путем охлаждения всей видимой поверхности кока неприемлимо, так как из-за наличия смесителя и диффузора, образованного корпусом и коком, длина кока, а следовательно, площадь его поверхности, которую потребуется охлаждать, значительно увеличится, что приведет к росту расхода воздуха на охлаждение и ухудшит характеристики двигателя.

Наиболее близкой по технической сущности к заявляемому является описанная в патенте RU 2028487 форсажная камера. Данная камера содержит корпус двигателя с охлаждаемым затурбинным обтекателем, состоящим из охлаждаемой и неохлаждаемой частей, разделитель контуров каналов холодного воздуха и горячего газа, полые стойки, кольцевые стабилизаторы пламени и сопло. Недостатком данной конструкции является наличие утолщения в средней части затурбинного обтекателя и кольцевого профилированного экрана, что приводит к увеличению габаритов форсажной камеры и ее массы. Кроме того, при обтекании профилированного экрана и затурбинного обтекателя с утолщением в средней части имеют место потери полного давления в форсажной камере, что приводит к увеличению удельного расхода топлива двигателя.

Другим недостатком является наличие системы подвода холодного воздуха в кольцевой канал охлаждаемой части затурбинного обтекателя, расположенной перед смесителем, такое расположение влечет за собой увеличение длины и массы форсажной камеры. Кроме того, видимый со стороны сопла стабилизатор пламени, расположенный вблизи оси двигателя, обтекается потоком горячего газа и, следовательно, имеет более высокую температуру, чем установленные перед ним охлаждаемые затурбинный обтекатель и профилированный экран, предназначенные для снижения уровня заметности.

Цель изобретения - снижение уровня инфракрасного излучения и потерь полного давления, уменьшение габаритов и массы выходного устройства двигателя.

Поставленная задача достигается тем, что многоконтурный газотурбинный двигатель, включающий корпус, в котором последовательно расположены турбина с затурбинным обтекателем, смеситель, форсажная камера, сопло, при этом затурбинный обтекатель содержит охлаждаемую и неохлаждаемую части, в охлаждаемой части выполнен кольцевой канал, образованный внутренней обечайкой и перфорированной поверхностью затурбинного обтекателя, смеситель образует с корпусом канал холодного воздуха, а с неохлаждаемой частью затурбинного обтекателя - канал горячего воздуха, форсажная камера содержит кольцевые стабилизаторы пламени, малый кольцевой стабилизатор пламени выполнен охлаждаемым и установлен так, что он заслоняет неохлаждаемую часть затурбинного обтекателя со стороны сопла, перекрывая поверхность, ограниченную двумя окружностями, где верхняя лежит на образующей перед местом крепления неохлаждаемой части, а нижняя совпадает с начальным участком охлаждаемой части затурбинного обтекателя.

В турбореактивном двигателе канал холодного воздуха сообщен с кольцевым каналом затурбинного обтекателя посредством воздухозаборников, расположенных за срезом каналов смесителя.

В турбореактивном двигателе внутренняя кольцевая полость малого кольцевого стабилизатора пламени соединена телескопически с кольцевым каналом затурбинного обтекателя посредством полых трубок.

В турбореактивном двигателе соединение полых трубок между малым кольцевым стабилизатором пламени и обтекателем выполнено шарнирным.

В турбореактивном двигателе на задней стенке малого кольцевого стабилизатора пламени выполнены сквозные отверстия.

На фиг.1 показан продольный разрез выходного устройства двигателя;

На фиг.2 показан разрез А-А;

На фиг.3 показан пример выполнения телескопической стойки.

Многоконтурный газотурбинный двигатель содержит корпус 1, полый затурбинный обтекатель 2, состоящий из охлаждаемой 3 и неохлаждаемой 4 частей, разделитель контуров каналов холодного воздуха и горячего газа, выполненный в виде лепесткового смесителя 5, образует с корпусом 1 канал 6 холодного воздуха, а с обтекателем 2 - канал 7 горячего газа. Для отбора холодного воздуха из наружного контура на охлаждение затурбинного обтекателя 2 предусмотрены воздухозаборники 8, установленные на перфорированной наружной поверхности 9 охлаждаемой части 3 обтекателя 2. Входы воздухозаборников 8 встроены навстречу потоку охлаждающего воздуха и расположены за срезом кармана смесителя 5. Затурбинный обтекатель 2 закреплен на опоре турбины 10 и снабжен внутренней конусообразной обечайкой 11. Для повышения эффективности охлаждения перфорированной поверхности 9 затурбинного обтекателя 2 предусмотрен кольцевой канал 12, образованный внутренней обечайкой 11 и перфорированной поверхностью 9. Кольцевой канал 12 изолирован от внутренней горячей полости 13, расположенной за турбиной 10. На перфорированной поверхности 9 затурбинного обтекателя 2 предусмотрены гнезда 14 под шарниры 15 для установки полых стоек 16, соединяющих кольцевой канал 12 с внутренней полостью стабилизатора пламени 17. Затурбинный обтекатель 2 совместно с корпусом 1 образует камеру смешения 18, внутри которой расположены кольцевые стабилизаторы пламени малого и большого диаметра 17 и 19 соответственно. Кольцевые стабилизаторы пламени 17, 19 и сопло 20 прикреплены к корпусу 1. Малый стабилизатор пламени 17 выполнен охлаждаемым и установлен таким образом, что неохлаждаемая часть 4 затурбинного обтекателя 2 и внутренняя обечайка опоры турбины 10 не видны со стороны сопла 20, а именно проекция малого стабилизатора пламени 17 на неохлаждаемую часть затурбинного обтекателя 2 со стороны сопла 20 перекрывает поверхность, ограниченную двумя окружностями, причем верхняя окружность лежит на образующей, совпадающей с входным отверстием сопла 20, а нижняя окружность образована проекцией малого диаметра стабилизатора пламени 17 на основание кольцевого канала 12 затурбинного обтекателя 2. Для обеспечения надежного воздушного соединения стабилизатора 17 с затурбинным обтекателем 2 предусмотрены два шарнира 15 и 21, установленные на стабилизаторе 17 и обтекателе 2. Полые стойки 16 закреплены в шарнире 21 и, проходя через шарниры 15, обеспечивают надежное телескопическое соединение, позволяющее сохранять воздушный канал поступления холодного воздуха из кольцевого канала 12 затурбинного обтекателя 2 во внутреннюю полость стабилизатора 17. На задней стенке 22 стабилизатора 17 имеются отверстия 23 для выхода охлаждающего воздуха, а на противоположной стороне - гнездо 24 под установку шарнира 21.

При работе многоконтурного газотурбинного двигателя холодный воздух наружного контура и горячий газ внутреннего контура, проходя каналы 6 и 7, поступают в камеру смешения 18 и далее в сопло 20. Часть холодного воздуха через воздухозаборники 8 подается в кольцевой канал 12, а из него через отверстия наружной поверхности 9 обтекателя 2 вытекает в проточную часть форсажной камеры. Холодный воздух через полые стойки 16 поступает во внутреннюю полость стабилизатора пламени 17, откуда через отверстия 22 в проточную часть форсажной камеры. При работе двигателя, из-за того что стабилизаторы пламени закреплены на наружном корпусе 1, а затурбинный обтекатель на задней опоре турбины 10 внутреннего контура, имеющего более высокую температуру, происходит взаимное перемещение стабилизатора 17 и затурбинного обтекателя 2. Шарнирно-телескопическое соединение позволяет сохранить надежность соединения стабилизатора 17 и затурбинного обтекателя 2, при их взаимном перемещении.

Предлагаемая конструкция обеспечивает снижение уровня инфракрасного излучения и потерь полного давления, уменьшение габаритов и массы форсажной камеры.

1. Турбореактивный двигатель, включающий корпус, в котором последовательно расположены турбина с затурбинным обтекателем, смеситель, форсажная камера, сопло, при этом затурбинный обтекатель содержит охлаждаемую и неохлаждаемую части, в охлаждаемой части выполнен кольцевой канал, образованный внутренней обечайкой и перфорированной поверхностью затурбинного обтекателя, смеситель образует с корпусом канал холодного воздуха, а с неохлаждаемой частью затурбинного обтекателя - канал горячего воздуха, форсажная камера содержит кольцевые стабилизаторы пламени, отличающийся тем, что малый кольцевой стабилизатор пламени выполнен охлаждаемым и установлен так, что он заслоняет неохлаждаемую часть затурбинного обтекателя со стороны сопла.

2. Турбореактивный двигатель по п.1, отличающийся тем, что канал холодного воздуха сообщен с кольцевым каналом затурбинного обтекателя посредством воздухозаборников, расположенных за срезом каналов смесителя.

3. Турбореактивный двигатель по п.1 отличающийся тем, что внутренняя кольцевая полость малого кольцевого стабилизатора пламени соединена телескопически с кольцевым каналом затурбинного обтекателя посредством полых трубок.

4. Турбореактивный двигатель по п.3, отличающийся тем, что соединение полых трубок между малым кольцевым стабилизатором пламени и обтекателем выполнено шарнирным.

5. Турбореактивный двигатель по п.1, отличающийся тем, что на задней стенке малого кольцевого стабилизатора пламени выполнены сквозные отверстия.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к разгрузочному устройству, предназначенному для отвода части первичного потока во вторичный поток в турбореактивном двигателе. .

Изобретение относится к области авиационной техники, в частности к турбореактивному двухконтурному двигателю (ТРДД) летательного аппарата, и может быть использовано в качестве силовой установки в других областях промышленности.

Изобретение относится к области машиностроения и может быть использовано в качестве движителя различных летательных аппаратов. .

Изобретение относится к газотурбинным установкам для механического привода и для привода электрогенератора. .

Изобретение относится к газотурбинным установкам, выполненным на основе конвертированного авиационного двухконтурного двигателя. .

Изобретение относится к газотурбинным установкам на базе конвертируемых авиационных двигателей для привода электрогенератора или для механического привода. .

Изобретение относится к газотурбинным установкам, выполненным на базе конвертированного двухконтурного авиационного двигателя. .

Изобретение относится к газотурбинным установкам для механического привода или для привода электрогенератора, выполненного на базе конвертированного авиационного двигателя.

Изобретение относится к области двигателестроения и может быть использовано преимущественно в малоразмерных двухконтурных газотурбинных двигателях. .

Изобретение относится к области компрессорных воздушно-реактивных двигателей, представляющих собой реактивный воздушный винт (пропеллер с реактивным приводом). Камеру сгорания топлива и сверхзвуковое реактивное сопло компрессорного воздушно-реактивного двигателя вращают на конце полой лопасти воздушного винта центробежного компрессора с окружной скоростью концов лопастей >300 м/с. Газ, вытекающий из камеры сгорания топлива в сверхзвуковое реактивное сопло, перед поступлением в сопло предварительно смешивают в камере смешения газов с атмосферным воздухом, имеющим степень сжатия >40. Смешивание вытекающего из камеры сгорания топлива газа с атмосферным воздухом примерно той же плотности увеличивает массу газа, поступающего в сопло, что повышает летный КПД сопла и, соответственно, повышает КПД двигателя. 2 ил.

Изобретение относится к газотурбинным двигателям и может быть применимо для сверхзвуковой военной авиации и гиперзвуковых самолетов. Водородный воздушно-реактивный двигатель содержит воздухозаборник, корпус, по меньшей мере, один компрессор, камеру сгорания с топливным коллектором, установленную за компрессором и соединенную с ним воздушным трактом, по меньшей мере, одну турбину и, по меньшей мере, один вал, соединяющий компрессор и турбину, реактивное сопло и систему подачи водорода к камере сгорания. Корпус камеры сгорания выполнен заодно с теплообменником кольцевой формы с входным и выходным коллекторами. Выходной коллектор соединен с топливным коллектором. Изобретение направлено на повышение энергетических возможностей газотурбинного двигателя, работающего на водороде, повышение степени сжатия компрессора, увеличение силы тяги двигателя и улучшение его удельных характеристик. 3 з.п. ф-лы, 2 ил.

Группа изобретений относится к боевой авиации, на борту которой устанавливается лазерное оружие. В способе работы авиационного газотурбинного двигателя, включающем процесс сжатия воздуха в компрессорах, подвод тепла в камере сгорания, расширение газового потока для получения сверхзвуковой скорости осуществляют через бинарную систему, состоящую из турбины низкого давления, лопатки которой выполнены в виде сопел Лаваля, и установленного за ней кольцевой неподвижной закритической расширяющейся части сопла Лаваля. В авиационном газотурбинном двигателе рабочие лопатки турбины низкого давления выполнены в виде сопел Лаваля, создающих на выходе турбины сверхзвуковой газовый поток с углом выхода, близким к 90 градусов. С минимальным зазором за турбиной низкого давления установлена неподвижная часть, за срезом которой расположен проточный оптический резонатор с зеркальной системой фокусировки и вывода лазерного луча на систему прицеливания. Достигается увеличение секундного расхода газа, выходящего из оптического резонатора, приводящего к увеличению мощности лазера и тяги двигателя, а также повышение надежности лазера. 2 н.п. ф-лы, 1 ил.

Изобретение относится к области авиации, в частности к конструкциям устройств управления шагом лопастей воздушного винта. Устройство подачи текучей среды (100) в гидравлический цилиндр управления ориентацией лопастей вентилятора турбовинтового двигателя с двойным воздушным винтом содержит дозатор текучей среды (120), жестко соединенный с ротором турбовинтового двигателя. Дозатор имеет цилиндрическую часть (121), содержащую две канавки циркуляции текучей среды (123), каждая из которых содержит выходное отверстие (125). Опора подвода текучей среды (110) жестко соединена с неподвижной частью турбовинтового двигателя. Опора содержит цилиндрическую часть (111) с двумя отдельными проходами (113), открытыми к трубам подвода текучей среды (44), каждый из которых радиально выходит в одну из канавок дозатора. Ванночка (130) жестко соединена с дозатором и содержит цилиндрическую часть (131) с двумя каналами (132). В каждый канал подается текучая среда через одно из выходных отверстий дозатора, причем каждый канал выходит к камере силового цилиндра управления. Достигается снижение габаритов механизма управления ориентацией лопастей. 2 н. и 8 з.п. ф-лы, 3 ил.

Лопасть (l1) предназначена для установки на втулке (12, 13) винта турбомашины таким образом, что пустое пространство (18, I8A, 18B) предусмотрено между основанием (14A) лопасти (14) и стороной втулки (12, 13), противолежащей основанию (14A). Лопасть (l1) содержит убирающиеся средства закрытия (16, 17), которые могут занимать выдвинутое положение, в котором убирающиеся средства закрытия закрывают пустое пространство (18, 18A, 18B), и убранное крайнее положение, в котором убирающиеся средства удерживаются за пределами пустого пространства. Винт содержит лопасти. Турбомашина содержит винт. Группа изобретений направлена на улучшение КПД. 3 н. и 10 з.п. ф-лы, 3 ил.

Разделитель потока газа, способный разделять поток газа на первый поток и второй поток, содержит переднюю кромку разделителя и устройство для предотвращения обледенения передней кромки. Устройство для предотвращения обледенения содержит, по меньшей мере, металлическую лопатку, которая находится в тепловом контакте с передней кромкой и проходит от передней кромки к заднему краю разделителя на некотором расстоянии от передней кромки для того, чтобы находиться в тепловом контакте с источником тепла (24), расположенным на некотором расстоянии от передней кромки. Изобретение направлено на создание простого экономичного и надежного решения проблемы обледенения переднего (входного) края разделителя газового потока. 2 н. и 13 з.п. ф-лы, 5 ил.
Наверх