Турбореактивный двигатель



Турбореактивный двигатель
Турбореактивный двигатель
Турбореактивный двигатель
Турбореактивный двигатель

 


Владельцы патента RU 2592937:

Открытое акционерное общество "АВИАДВИГАТЕЛЬ" (RU)

Изобретение относится к авиационным турбореактивным двигателям, включая двигатели для сверхзвуковых многорежимных самолетов. В турбореактивном двигателе с внешней стороны от канала наружного контура выполнен канал третьего контура, образованный на входе в двигатель промежуточными полками входного направляющего аппарата вентилятора и внешним корпусом двигателя и далее ниже по потоку - разделительными полками рабочих и спрямляющих лопаток вентилятора совместно с внешним корпусом двигателя. Задние кромки входного направляющего аппарата вентилятора в канале третьего контура выполнены поворотными. Внешняя поверхность разделительных полок спрямляющих лопаток выполнена на большем диаметре по отношению к внешней поверхности разделительных полок рабочих лопаток с образованием уступа в проточной части канала третьего контура. Отношение радиальной величины h уступа между разделительными полками рабочей лопатки и спрямляющей лопатки вентилятора в канале третьего контура к осевому зазору δ между разделительными полками рабочих и спрямляющих лопаток вентилятора находится в пределах 0,5…1,5. Изобретение направлено на повышение надежности турбореактивного двигателя. 4 ил.

 

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

Известен двухконтурный турбореактивный двигатель с воздухо-воздушным теплообменником в канале наружного контура (патент RU 2488710).

Недостатками известной конструкции являются ухудшенные экономические и акустические характеристики из-за отсутствия регулируемого по площади смесителя.

Наиболее близким к заявляемому изобретению является двухконтурный турбореактивный двигатель с каналом наружного контура и регулируемым смесителем на выходе из турбины низкого давления (патент RU №2494271, МПК: F02K 1/46, F02K 3/06).

Недостатком известной конструкции, принятой за прототип, является низкая надежность при высоком уровне неравномерности воздушного потока на входе в двигатель и недостаточная согласованность работы воздухозаборника самолета ( не показано) и двигателя.

Технический результат заявляемого изобретения заключается в повышении надежности турбореактивного двигателя путем выполнения канала третьего контура, предназначенного для слива возмущенного потока воздуха и лучшего согласования расходных характеристик двигателя, воздухозаборника и сопла (не показано) для уменьшения внешнего сопротивления самолета.

Указанный технический результат достигается тем, что в турбореактивном двигателе с каналом наружного контура, СОГЛАСНО ИЗОБРЕТЕНИЮ с внешней стороны от канала наружного контура выполнен канал третьего контура, образованный на входе в двигатель промежуточными полками входного направляющего аппарата вентилятора и внешним корпусом двигателя и далее ниже по потоку - разделительными полками рабочих и спрямляющих лопаток вентилятора совместно с внешним корпусом двигателя, причем задние кромки входного направляющего аппарата вентилятора в канале третьего контура выполнены поворотными, а внешняя поверхность разделительных полок спрямляющих лопаток выполнена на большем диаметре по отношению к внешней поверхности разделительных полок рабочих лопаток с образованием уступа в проточной части канала третьего контура, при этом отношение h/δ=0,5…1,5, где:

h - радиальная величина уступа между разделительными полками рабочей лопатки и спрямляющей лопатки вентилятора в канале третьего контура,

σ - осевой зазор между разделительными полками рабочих и спрямляющих лопаток вентилятора.

Выполнение турбореактивного двигателя трехконтурным с каналом третьего контура позволяет сбрасывать неравномерный, возмущенный поток воздуха в обход каналов наружного и внутреннего контуров двигателя, что повышает его надежность и улучшает согласование работы системы: воздухозаборник-двигатель-сопло.

Выполнение задних кромок входного направляющего аппарата вентилятора поворотными в канале третьего контура позволяет регулировать расход воздуха через канал третьего контура, что позволяет регулировать степень двухконтурности двигателя по режимам полета, уменьшая тем самым внешнее сопротивление воздухозаборника на трансзвуковых режимах полета и улучшая экономичность и акустические характеристики двигателя на взлете.

Выполнение внешней поверхности разделительных полок спрямляющих лопаток вентилятора на большем диаметре по отношению к внешней поверхности разделительных полок рабочих лопаток позволяют снизить паразитные утечки воздуха из канала наружного контура в канал третьего контура, что повышает экономичность двигателя.

При h/δ<0,5 повышаются паразитные утечки воздуха из канала наружного контура в канал третьего контура.

При h/δ>1,5 повышаются гидравлические потери в канале третьего контура.

На фиг. 1 изображен продольный разрез турбореактивного двигателя.

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 - элемент III на фиг. 3 в увеличенном виде.

Турбореактивный двигатель 1 состоит из газогенератора 2, включающего в себя компрессор высокого давления 3, камеру сгорания 4 и турбину высокого давления 5, а также расположенную ниже по потоку газа турбину низкого давления 6, на выходе из которой установлен регулируемый смеситель 7. Турбина 6 валом 8 соединена с расположенным на входе 9 двигателя 1 вентилятором 10, состоящим из входного направляющего аппарата 11, рабочего колеса вентилятора 12 с рабочими лопатками 13 и расположенного ниже по потоку спрямляющего аппарата вентилятора 14 с лопатками 15. Лопатки 16 входного направляющего аппарата 11 промежуточными полками 17 совместно с внешним корпусом 18 двигателя 1 образуют канал третьего контура 19. Ниже по потоку воздуха 20 от полок 17 расположены разделительные полки 21 рабочих лопаток 13 и разделительные полки 22 лопаток 15 спрямляющего аппарата 14 вентилятора 10, которые совместно с внешним корпусом 18 образуют продолжение канала 19 третьего контура. Задние кромки 23 лопаток 16 входного направляющего аппарата 11 выполнены поворотными для регулирования расхода воздуха через канал третьего контура 19. Внешняя поверхность 24 разделительных полок 22 лопаток 15 спрямляющего аппарата 14 выполнена на большем диаметре по отношению к внешней поверхности 25 разделительных полок 21 рабочих лопаток 13 с образованием уступа 26 в канале 19 третьего контура. Между полкой 21 и втулкой 27 рабочего колеса вентилятора 12 расположен канал наружного контура 28 двигателя 1, который через кольцевую щелевую полость 29 между полками 21 и 22 соединен с каналом третьего контура 19.

Работает устройство следующим образом.

При работе турбореактивного двигателя 1, при регулировании расхода воздуха с помощью поворотных кромок 23 лопаток 16, в канале 19 на выходе из рабочих лопаток 13 вентилятора 10 может образоваться пониженное давление воздуха по отношению к давлению воздуха в канале наружного контура 28 за рабочей лопаткой 13, что могло бы привести к паразитным утечкам воздуха из канала наружного контура 28 в канал третьего контура 19 и к ухудшению экономичности двигателя 1. Однако этого не происходит, так как проходящий по каналу третьего контура 19 поток воздуха 20 натекает на уступ 26, создавая местное повышенное давление воздуха (воздушный затвор), что снижает перетекание воздуха по щелевой полости 29 из канала 28 в канал 19.

Изменение расхода воздуха через канал третьего контура 19 путем поворота выходных кромок 23 лопаток 16 входного направляющего аппарата 11 в зависимости от режима полета позволяет улучшить экономичность турбореактивного двигателя на дозвуковых режимах полета и повысить удельную тягу двигателя на сверхзвуковых режимах полета, а также снизить внешнее сопротивление самолета.

Турбореактивный двигатель с каналом наружного контура, отличающийся тем, что с внешней стороны от канала наружного контура выполнен канал третьего контура, образованный на входе в двигатель промежуточными полками входного направляющего аппарата вентилятора и внешним корпусом двигателя, и далее ниже по потоку разделительными полками рабочих и спрямляющих лопаток вентилятора совместно с внешним корпусом двигателя, причем задние кромки входного направляющего аппарата вентилятора в канале третьего контура выполнены поворотными, а внешняя поверхность разделительных полок спрямляющих лопаток выполнена на большем диаметре по отношению к внешней поверхности разделительных полок рабочих лопаток с образованием уступа в проточной части канала третьего контура, при этом отношение h/δ=0,5…1,5, где:
h - радиальная величина уступа между разделительными полками рабочей лопатки и спрямляющей лопатки вентилятора в канале третьего контура,
δ - осевой зазор между разделительными полками рабочих и спрямляющих лопаток вентилятора.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к газотурбинным двигателям и, в частности, к двигателю с изменяемым циклом для энергоснабжения сверхзвуковых самолетов в полете. .

Изобретение относится к авиадвигателестроению. .

Изобретение относится к авиационной технике, в частности к летательным аппаратам, имеющим на борту емкость для жидкости, предназначенной, например, для тушения пожаров.

Изобретение относится к авиадвигателестроению. .

Изобретение относится к авиационной технике, в частности к авиационному двигателестроению. .

Изобретение относится к области авиадвигателестроения, а именно к устройствам, регулирующим степень двухконтурности и обеспечивающим снижение шума двухконтурных турбореактивных двигателей.

Изобретение относится к области двухконтурных газотурбинных двигателей, конкретно авиационных двухконтурных турбореактивных двигателей. .

Изобретение относится к авиадвигателестроению и может быть использовано в авиационных двухконтурных двигателях. .
Наверх