Двухконтурный двигатель



Двухконтурный двигатель
Двухконтурный двигатель
Двухконтурный двигатель

 


Владельцы патента RU 2549398:

Открытое акционерное общество "АВИАДВИГАТЕЛЬ" (RU)

Изобретение относится к двухконтурным газотурбинным двигателям авиационного применения. Двухконтурный двигатель включает рабочее колесо вентилятора, спрямляющие лопатки и компрессор низкого давления на выходе из рабочего колеса, а также разделитель потоков воздуха между наружным и внутренним контурами двухконтурного двигателя. Лопатки входного направляющего аппарата совместно с разделителем потоков установлены на переднем внешнем кольцевом радиальном ребре наружного корпуса компрессора низкого давления и зафиксированы осевыми болтами с удлиненными шестигранными головками. Болты расположены в кольцевой, открытой в сторону канала наружного контура полости между передним и задним кольцевыми ребрами наружного корпуса. Заднее ребро выполнено с соосными шестигранным головкам болтов осевыми отверстиями. Осевое перемещение шестигранной головки болта ограничено расположенной ниже по потоку внутренней полкой спрямляющей лопатки вентилятора. Лопатки входного направляющего аппарата зафиксированы также в разделителе потоков болтами с потайной головкой, ограниченной от осевого перемещения передним кольцевым ребром. Суммарное число болтов с шестигранной и с потайной головками равно числу лопаток входного направляющего аппарата компрессора низкого давления. Изобретение позволяет повысить надежность двухконтурного газотурбинного двигателя. 3 ил.

 

Изобретение относится к двухконтурным газотурбинным двигателям авиационного применения.

Известен двухконтурный двухвальный газотурбинный двигатель высокой степени двухконтурности, в котором за рабочим колесом вентилятора расположен силовой корпус, силовые стойки которого совмещены со спрямляющими лопатками вентилятора, (патент US №6708482, МПК: F01D 25/16, 25/28, 5/06).

Недостатком известной конструкции является низкий коэффициент полезного действия вентилятора и двигателя в целом из-за больших гидравлических потерь закрученного воздушного потока между рабочим колесом вентилятора и силовым корпусом.

Наиболее близким к заявляемому является двухконтурный двухвальный газотурбинный двигатель, в котором между рабочим колесом вентилятора и силовым разделительным корпусом установлен спрямляющий аппарат, расположенный над корпусом компрессора низкого давления с разделителем потоков воздуха (патент RU №2176333, МПК: F04D 27/02).

Недостатком известной конструкции, принятой за прототип, является низкий коэффициент полезного действия и пониженная надежность из-за повышенного гидравлического сопротивления разделителя потоков воздуха между наружным и внутренним контурами двухконтурного двигателя, а также ухудшенная эксплуатационная технологичность из-за невозможности замены первых рабочих лопаток компрессора низкого давления на крыле самолета.

Технический результат заявляемого изобретения заключается в повышении надежности и экономичности двухконтурного двигателя за счет уменьшения радиальной высоты разделителя потоков воздуха между наружным и внутренним контурами двигателя, а также за счет ограничения осевого перемещения нижней полки спрямляющей лопатки вентилятора.

Указанный технический результат достигается тем, что в двухконтурном двигателе, включающем рабочее колесо вентилятора, спрямляющие лопатки и компрессор низкого давления на выходе из рабочего колеса, а также разделитель потоков воздуха между наружным и внутренним контурами двухконтурного двигателя, установленный совместно с лопатками входного направляющего аппарата на наружном корпусе компрессора низкого давления, согласно изобретению лопатки входного направляющего аппарата совместно с разделителем потоков зафиксированы на переднем внешнем кольцевом радиальном ребре наружного корпуса компрессора низкого давления осевыми болтами с удлиненными шестигранными головками, расположенными в кольцевой, открытой в сторону канала наружного контура полости между передним и задним кольцевыми ребрами наружного корпуса, при этом заднее ребро выполнено с соосными шестигранным головкам болтов осевыми отверстиями, осевое же перемещение шестигранной головки болта ограничено расположенной ниже по потоку внутренней полкой спрямляющей лопатки вентилятора, причем лопатки входного направляющего аппарата зафиксированы также в разделителе потоков болтами с потайной головкой, ограниченной от осевого перемещения передним кольцевым ребром, при этом суммарное число болтов с шестигранной и с потайной головками равно числу лопаток входного направляющего аппарата компрессора низкого давления.

Фиксация лопаток входного направляющего аппарата совместно с разделителем потоков на переднем внешнем кольцевом радиальном ребре наружного корпуса компрессора низкого давления осевыми болтами с удлиненными шестигранными головками, расположенными в кольцевой, открытой в сторону канала наружного контура полости между передним и задним кольцевыми ребрами наружного корпуса, увеличивает радиальную жесткость наружного корпуса компрессора, уменьшая таким образом радиальные зазоры между статором и ротором компрессора и повышая его коэффициент полезного действия, а также служит для ограничения осевого перемещения внутренних полок спрямляющих лопаток вентилятора.

Выполнение заднего ребра с соосными шестигранным головкам болтов осевыми отверстиями уменьшает при закручивании болтов их радиальное перемещение, повышая тем самым их надежность.

Ограничение осевого перемещения шестигранной головки болта расположенной ниже по потоку внутренней полкой спрямляющей лопатки вентилятора исключает выпадение головок болтов в канал наружного контура в случае поломки этих болтов.

Фиксация лопаток входного направляющего аппарата в разделителе потоков болтами с потайной головкой, ограниченной от осевого перемещения передним кольцевым ребром, обеспечивает удобство сборки.

Выполнение суммарного числа болтов с шестигранной и с потайной головками равным числу лопаток входного направляющего аппарата компрессора низкого давления позволяет закрепить каждую из лопаток в разделителе потоков, что повышает надежность двухконтурного двигателя.

На фиг.1 - изображен продольный разрез двухконтурного двигателя.

На фиг.2 - элемент I на фиг.1 в увеличенном виде.

На фиг.3 - элемент I на фиг.1 в увеличенном виде в другой радиальной плоскости.

Двухконтурный газотурбинный двигатель 1 состоит из вентилятора 2 с рабочим колесом 3 и с установленными на его выходе спрямляющими лопатками 4 спрямляющего аппарата вентилятора 5, установленного в канале наружного контура 6, а также из компрессора низкого давления 7, установленного в канале внутреннего контура 8. Разделение потоков воздуха наружного и внутреннего контуров производится с помощью разделителя 9 потоков, который совместно с лопатками 10 входного направляющего аппарата 11 компрессора низкого давления 7 крепится осевыми болтами 12 к переднему внешнему радиальному кольцевому ребру 13 крепления разделителя 9, выполненному на наружном корпусе 14 компрессора низкого давления 7. Шестигранные головки 15 болтов 12 размещены в кольцевой, открытой в канал 6 наружного контура полости 16, ограниченной с одной стороны передним ребром 13, а с другой стороны - задним кольцевым ребром 17 с осевыми отверстиями 18, в которых частично размещены шестигранные головки 15 болтов 12. От осевого перемещения головки 15 ограничены расположенными ниже по потоку воздуха 19 внутренними полками 20 спрямляющих лопаток 4 вентилятора 2, которые в свою очередь ограничены от осевого перемещения к рабочему колесу 3 вентилятора 2 задним кольцевым ребром 17. Закручивание болтов 12 при сборке двигателя производится ключом через кольцевую полость 16 в самоконтрящиеся гайки 21, расположенные в замкнутой полости 22 между разделителем потоков 9 и верхней полкой 23 лопатки 10 входного направляющего аппарата 11, со стороны выходной кромки 24 которой выполнен радиальный фланец 25 крепления лопатки 10 к кольцевому ребру 13. Со стороны входной кромки 26 разделитель потоков 9 и полка 23 лопатки 10 фиксируются между собой с помощью телескопического соединения 27 типа шип-паз. Для удобства сборки двигателя лопатки 10 входного направляющего аппарата 11 собираются в общий узел с разделителем потоков 9 с помощью болтов 28 с потайной головкой 29, зафиксированной от осевого перемещения передним кольцевым ребром 13 корпуса 14.

Работает устройство следующим образом.

При сборке двигателя осевые болты 12 закручиваются с помощью шестигранных головок 15 инструментом, размещаемым в кольцевой канавке 16. Так как болты 12 и гайки 21 размещены в осевом направлении, то радиальная высота разделителя потоков 9 совместно с верхней полкой 23 лопатки 10 минимальна, что снижает гидравлическое сопротивление при их обтекании воздухом и улучшает экономичность двигателя в целом. В случае повреждения пера спрямляющей лопатки 4 вентилятора 2 лопатка 4 может перемещаться под действием газовых сил в сторону рабочего колеса 3 вентилятора 2 до упора внутренней полкой 20 в заднее ребро 17 корпуса 14, что также повышает надежность двухконтурного двигателя 1. Удобный подход к головкам 15 болтов 12 обеспечивает быстрый съем на крыле разделителя потоков 9 совместно с лопатками 10, что позволяет производить ремонт лопаток компрессора низкого давления 7 без съема двигателя с крыла самолета, что повышает эксплуатационную технологичность двигателя 1.

Двухконтурный двигатель, включающий рабочее колесо вентилятора, спрямляющие лопатки и компрессор низкого давления на выходе из рабочего колеса, а также разделитель потоков воздуха между наружным и внутренним контурами двухконтурного двигателя, установленный совместно с лопатками входного направляющего аппарата на наружном корпусе компрессора низкого давления, отличающийся тем, что лопатки входного направляющего аппарата совместно с разделителем потоков зафиксированы на переднем внешнем кольцевом радиальном ребре наружного корпуса компрессора низкого давления осевыми болтами с удлиненными шестигранными головками, расположенными в кольцевой, открытой в сторону канала наружного контура полости между передним и задним кольцевыми ребрами наружного корпуса, при этом заднее ребро выполнено с соосными шестигранным головкам болтов осевыми отверстиями, осевое же перемещение шестигранной головки болта ограничено расположенной ниже по потоку внутренней полкой спрямляющей лопатки вентилятора, причем лопатки входного направляющего аппарата зафиксированы также в разделителе потоков болтами с потайной головкой, ограниченной от осевого перемещения передним кольцевым ребром, при этом суммарное число болтов с шестигранной и с потайной головками равно числу лопаток входного направляющего аппарата компрессора низкого давления.



 

Похожие патенты:

Корпус турбореактивного двигателя выполнен с возможностью установки в нем множества лопаток и содержит средства крепления конца каждой лопатки, расположенные на стороне корпуса, противоположной лопаткам.

Кожух компрессора осевой турбомашины и способ изготовления кожуха. Кожух содержит опору (34) в целом цилиндрической формы, изготовленную из композиционного материала, металлическое кольцо (36), прилегающее при помощи сцепления к внутрилежащей поверхности опоры (34), и слой истираемого материала (22), прилегающий при помощи плазменного напыления к внутрилежащей поверхности металлического кольца (36).

Описан корпус осевого компрессора двигателя летательного аппарата, противостоящий титановому пожару. Выполняют комбинированный корпус, в котором несущую конструкцию для неподвижных лопаток выполняют в виде моноблочной детали из титана или титанового сплава, и в качестве средств тепловой защиты она содержит по меньшей мере один элемент, образующий экран из жаростойкого сплава, невоспламеняемого от горящего титана.

Корпус (5) для ротора турбокомпрессора, в частности для вентилятора турбореактивного двигателя. Корпус содержит периферийный бандаж (6), формирующий кольцевой зажим вокруг корпуса.

Изобретение относится к энергетическому гидромашиностроению. .

Изобретение относится к вентиляторостроению и позволяет при его использовании обеспечить расширение области устойчивой работы и промышленного использования вентилятора путем уменьшения вращающегося срыва в его лопаточных венцах.

Изобретение относится к компрессорам газотурбинных двигателей авиационного и наземного применения. .

Изобретение относится к области машиностроения и может быть использовано при изготовлении турбовентиляторных двигателей. .

Изобретение относится к области энергетического машиностроения и может быть использовано при производстве авиационного газотурбинного двигателя. .

Звукоизолирующая панель содержит несущее покрытие и закрепленный на указанном покрытии звукопоглощающий пористый материал. Структура пористого материала выбрана из группы, включающей: пены, вспененные материалы, войлоки, а также материалы, содержащие совокупности малоразмерных элементов, а сам пористый материал выбран из группы, включающей: полимерные, металлические, керамические, композитные материалы и углеродную пену.

Конструкция стенки с шумопоглощающими изолирующими свойствами для воздухозаборного коллектора газотурбинной установки содержит первое средство для механического крепления внешнего листа, герметично разделяющего пространства с обеих сторон стенки, а также второе средство для крепления шумоизолирующего материала между пространствами с обеих сторон стенки.

Силовая установка для летательного аппарата содержит вентилятор (3) и узел (А) воздухозаборника. Вентилятор (3) содержит корпус (23), на внутренней стенке которого предусмотрена обшивка (25), верхний по потоку край которой смещен назад относительно верхнего по потоку края (29) указанного корпуса (23).

Вращающийся входной обтекатель турбомашины для летательного аппарата имеет ось вращения. Обтекатель содержит передний конус, определяющий переднюю концевую часть входного обтекателя.

Узел содержит первый и второй элементы и соединительное устройство между этими двумя элементами, позволяющее сохранить целостность поверхности второго элемента.

Изобретение относится к газоочистным устройствам и может быть использовано для очистки забираемого из атмосферы воздуха и подготовки его для подачи в компрессор газотурбинного двигателя (ГТД) для защиты лопаточного аппарата от абразивного износа, а также для защиты газовоздушного тракта ГТД от попадания осадков и обледенения.

Гондола содержит воздухозаборник (2), направляющий воздух к вентилятору турбореактивного двигателя, и центральный отсек, который окружает вентилятор и к которому пристыкован воздухозаборник.

Изобретение относится к области авиации и ракетостроения, а именно к воздухозаборным устройствам воздушно-реактивных двигателей. Компактное воздухозаборное устройство беспилотного летательного аппарата содержит лоток, входное отверстие, расположенное под наклоном к поперечной плоскости летательного аппарата под углом 20-25°, внутренний криволинейный канал, кок двигателя.

Изобретение относится к воздухозаборнику, выполненному с возможностью установки выше по потоку от среднего элемента гондолы двигателя летательного аппарата. .

Турбореактивный двигатель включает в себя вентилятор (2) с входным обтекателем (3) на рабочем колесе (4) и радиально-упорный подшипник (5) с лабиринтными уплотнениями масляной полости (7), а также компрессор низкого давления (8) и компрессор высокого давления (9). С передней стороны лабиринтных уплотнений последовательно расположены кольцевая полость охлаждающего воздуха повышенного давления и кольцевая полость обогревающего воздуха повышенного давления. Кольцевая полость охлаждающего воздуха на выходе через лабиринтные уплотнения соединена с масляной полостью, а на входе - через трубы, расположенные в каналах опоры масляной полости, незамкнутый коллектор и трубу в масляной полости - с периферийной полостью (17) проточной части (18) компрессора низкого давления (8) на его выходе (19). Кольцевая полость обогревающего воздуха соединена на выходе с воздушными полостями (23) входного обтекателя (3), а на входе - через разрыв незамкнутого коллектора и трубу (25) в масляной полости радиально-упорного подшипника вентилятора - с проточной частью (26) на выходе (27) компрессора высокого давления (9). Достигается повышение надежности двигателя за счет противообледенительного обогрева обтекателя вентилятора и повышения эффективности лабиринтного уплотнения масляной полости радиально-упорного подшипника вентилятора. 3 ил.
Наверх