Турбореактивный двигатель



Турбореактивный двигатель
Турбореактивный двигатель
Турбореактивный двигатель
Турбореактивный двигатель

 


Владельцы патента RU 2494271:

Открытое акционерное общество "АВИАДВИГАТЕЛЬ" (RU)

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.

 

Изобретение относится к авиационным турбореактивным двигателям, включая двигатели изменяемого цикла, для сверхзвуковых самолетов.

Известно, что регулирование площадей смесителя турбореактивных двухконтурный двигателей в сочетании с регулированием сопла позволяет улучшать тягово-экономические и акустические характеристики двигателей для многорежимных самолетов в различных условиях полета.

Известен турбореактивный двигатель с регулируемым кольцевым смесителем (С.А. Вьюнов. Конструкция и проектирование авиационных газотурбинных двигателей, стр.552, рис.13.5).

Недостатком такой конструкции является низкая эффективность кольцевого смесителя, что ухудшает экономичность двигателя.

Наиболее близким к заявляемому является турбореактивный двигатель с регулируемым смесителем, выполненный в виде отдельных поворотных створок (Патент Великобритании №2244098, F02K 3/02, 1990 г.).

Недостатком известной конструкции, принятой за прототип, является ее низкая надежность из-за большого числа поворотных створок, расположенных на выходе из турбины и омываемых высокотемпературным потоком газа, а также низкая эффективность смесителя.

Техническая задача, решаемая изобретением, заключается в повышении надежности и экономичности двигателя за счет высокой эффективности смешения потоков наружного и внутреннего контуров, снижения гидравлического сопротивления и повышения тяги двухконтурного турбореактивного двигателя при трансзвуковых режимах полета сверхзвуковых самолетов.

Сущность изобретения заключается в том, что в турбореактивном двигателе, содержащем турбину низкого давления и регулируемый смеситель на ее выходе, согласно изобретению, смеситель выполнен лепестковым и содержит коническую обечайку. Между турбиной и смесителем установлена кольцевая обечайка, образующая промежуточную кольцевую полость между газовым каналом внутреннего контура и воздушным каналом наружного контура, на выходе соединенную через выходную кольцевую щель с газовым каналом и с зоной смешения потоков воздуха и газа, а на входе - с воздухозаборником. Воздухозаборник образован радиальным кольцевым ребром корпуса турбины и конической обечайкой смесителя и выполнен с возможностью перекрытия проходного сечения подвижным в осевом направлении радиальным кольцом, причем кольцевое ребро выполнено с внешней стороны от последней рабочей лопатки турбины, а радиальное кольцо установлено на наружном корпусе турбины с помощью исполнительных элементов.

Выполнение между турбиной и смесителем кольцевой обечайки, образующей промежуточную кольцевую полость между газовым каналом внутреннего контура и воздушным каналом наружного контура на выходе соединенную через выходную кольцевую щель с газовым каналом и с зоной смешения потоков воздуха и газа, а на выходе - с воздухозаборником, выполненным с возможностью перекрытия проходного сечения подвижным в осевом направлении радиальным кольцом, позволяет регулировать проходную площадь смесителя по воздуху, что дает возможность повысить тягу двигателя при трансзвуковых режимах полета сверхзвуковых самолетов.

Воздухозаборник образован радиальным кольцевым ребром корпуса турбины и конической обечайкой смесителя, а радиальное кольцо установлено на наружном корпусе турбины, что позволяет минимизировать загромождение канала наружного контура двигателя, снижая гидравлическое сопротивление от применения регулируемого смесителя и способствует повышению экономичности двигателя.

Кроме того, размещение кольцевого ребра с внешней стороны от последней рабочей лопатки турбины обеспечивает непробиваемость наружного корпуса турбины в случае поломки рабочей лопатки. Размещение исполнительных элементов и радиального кольца в канале наружного контура вне зоны доступа высокотемпературного газового потока позволяет повысить надежность конструкции и снизить ее вес и габариты. Выполнение смесителя лепестковым повышает эффективность смешения потока газа из газогенератора и потока воздуха из канала наружного контура.

Изобретение иллюстрируется следующим образом.

На фиг.1 показан продольный разрез турбореактивного двигателя с регулируемым смесителем, на фиг.2 - элемент I на фиг.1 в увеличенном виде, на фиг.3 - элемент II на фиг.2 в увеличенном виде. На фиг.4 представлен элемент II на фиг.2 в увеличенном виде с открытым воздухозаборником смесителя.

Турбореактивный двигатель с регулируемым смесителем 1 состоит из вентилятора 2 с каналом наружного контура 3 и газогенератора 4 с компрессором 5, камерой сгорания 6, турбиной высокого давления 7 и с турбиной низкого давления 8.

На выходе из газогенератора 4, для смешения потока воздуха 9 из канала наружного контура 3 и потока газа 10 из газогенератора 4 установлен лепестковый смеситель 11.

Между турбиной низкого давления 8 и лепестковым смесителем 11 выполнена кольцевая полость12, ограниченная с внутренней стороны закрепленной на наружном корпусе 13 турбины низкого давления 8 кольцевой обечайкой 14, а с внешней стороны - конической обечайкой 15 смесителя 11. На выходе полость 12 через кольцевую щель 16 соединена с газовым каналом 17 смесителя 11 и ниже по потоку - с зоной смешения 18 потоков воздуха 9 и газа 10.

На входе полость 12 соединена через воздухозаборник 19 с каналом наружного контура 3, причем воздухозаборник 19, образованный радиальным кольцевым ребром 20 наружного корпуса 13 турбины 8 и конической обечайкой 15 смесителя 11, выполнен с возможностью периодического перекрытия своего проходного сечения подвижным в осевом направлении радиальным кольцом 21, установленным с помощью исполнительных элементов 22 на наружном корпусе 23 опоры 24 турбины 8.

Радиальное кольцевое ребро 20 выполнено с внешней стороны от рабочей лопатки 25 последней ступени турбины 8 и обеспечивает непробиваемость наружного корпуса 13 в случае обрыва лопатки 25.

Со стороны газового потока 10 на кольцевой обечайке 14 установлены профилированные стойки 26, на которых закреплен задний корпус 27.

Для обеспечения вибропрочности, лепестковый смеситель 11 с помощью радиальных ребер 28 закреплен на наружном корпусе 13 турбины 8 и с помощью телескопического в осевом направлении соединения 29 - на наружном корпусе 30 двигателя 1. Позицией 31 обозначен дополнительный поток воздуха 9, поступающий из полости 12 в газовый канал 17 смесителя 11 в случае перемещения кольца 21 из положения 32 в положение 33.

Заявляемое устройство работает следующим образом.

На трансзвуковых режимах полета для получения необходимой повышенной тяги двигателя, радиальное подвижное кольцо 21 с помощью исполнительных элементов 22 перемещается вперед, из положения 32 в положение 33, против потока воздуха 9 в канале наружного контура 3, открывая тем самым воздухозаборник 19 и увеличивая проходную площадь смесителя 11 по воздуху.

Дополнительный поток воздуха 31 поступает из канала наружного контура 3 и кольцевой полости 12 через выходную кольцевую щель 16 в зону смешения 18, что повышает тягу двигателя.

В качестве исполнительных элементов 22 могут быть использованы гидроцилиндры или пневмоцилиндры, а также шариковинтовые механизмы.

Минимальные вес и габариты регулируемого элемента в виде радиального кольцевого ребра 21, установленного в канале наружного контура 3, позволяет производить регулирование проходной площади по воздуху смесителя 11 без дополнительного загромождения канала наружного контура 3.

Закрывается воздухозаборник 19 перемещением кольцевого ребра 21 по потоку воздуха 9 из положения 33 в положение 32, т.е. до упора кольца 21 в радиальное ребро 20 и в коническую обечайку 15.

Турбореактивный двигатель, содержащий турбину низкого давления и регулируемый смеситель на ее выходе, отличающийся тем, что смеситель выполнен лепестковым и содержит коническую обечайку, между турбиной и смесителем установлена кольцевая обечайка, образующая промежуточную кольцевую полость между газовым каналом внутреннего контура и воздушным каналом наружного контура, на выходе соединенную 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, причем кольцевое ребро выполнено с внешней стороны от последней рабочей лопатки турбины, а радиальное кольцо установлено на наружном корпусе турбины с помощью исполнительных элементов.



 

Похожие патенты:

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

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 винтовентиляторным авиационным двигателям авиационного применения. .

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 задней кромке для двигателя летательного аппарата, оснащенной подвижными шевронными элементами. .

Изобретение относится к авиадвигателестроению. .

Изобретение относится к гондоле турбореактивного двигателя, снабженной средствами снижения шума, создаваемого этим двигателем. .

Изобретение относится к технике летательных аппаратов. .

Изобретение относится к реактивным двигательным установкам, в частности к способам уменьшения воспринимаемого на земной поверхности шума от реактивного двигателя летательного аппарата и к устройствам для осуществления этого способа.

Изобретение относится к газотурбинной технике и может быть использовано на многофункциональных плоских соплах турбореактивных двигателей с реверсированием тяги, преимущественно, сверхзвуковых транспортных самолетов пониженной шумности на взлете.

Изобретение относится к области авиации, в частности к соплам летательных аппаратов с устройствами для снижения шума. .

Сопло летательного аппарата содержит заднюю часть, образованную шевронами, распределенными вдоль периферии сопла, и средства впрыскивания дополнительных газовых струй. Каждый из шевронов проходит назад между передней и задней поперечными плоскостями и имеет свободные края, ориентированные в направлениях, сходящихся назад и определяющих ребро обтекания. Шевроны обеспечивают образование турбулентных закручиваний на границе струи, испускаемой соплом. Дополнительные струи впрыскиваются перед свободными краями шевронов в струю, выбрасываемую соплом, через отверстия, расположенные перед передней плоскостью, так чтобы выходить перед передней плоскостью шевронов для инициирования турбулентных закручиваний перед свободными краями шевронов. Другое изобретение группы относится к турбореактивному многоконтурному двигателю, содержащему указанное выше сопло. Группа изобретений позволяет повысить эффективность снижения шума соплом турбореактивного двигателя, имеющим шевроны. 2 н. и 4 з.п. ф-лы, 3 ил.
Наверх