Турбореактивный двигатель с прямоугольным соплом



Турбореактивный двигатель с прямоугольным соплом
Турбореактивный двигатель с прямоугольным соплом
Турбореактивный двигатель с прямоугольным соплом
Турбореактивный двигатель с прямоугольным соплом

 


Владельцы патента RU 2603945:

Открытое акционерное общество "АВИАДВИГАТЕЛЬ" (RU)

Изобретение относится к турбореактивным двигателям авиационного применения, предназначенным для длительной работы на сверхзвуковом самолете. Турбореактивный двигатель включает прямоугольное сопло, выполненное с удлиненной нижней стенкой сопла с выпукло-вогнутой трактовой поверхностью на выходе, а также канал наружного контура. С внешней стороны от канала наружного контура выполнен внешний канал, на выходе соединенный с внутренней полостью выходного сопла. Нижняя удлиненная стенка сопла выполнена из передней и задней створок с образованием между подвижными концами створок щелевой полости. На входе щелевая полость соединена с внутренней полостью сопла, а на выходе - со сверхзвуковой трактовой частью сопла, с возможностью изменения высоты щелевой полости по режимам работы двигателя. Отношение максимальной высоты щелевой полости к минимальной высоте щелевой полости составляет 5…15. Изобретение позволяет снизить уровень шума турбореактивного двигателя за счет экранирования газового потока низкоскоростным потоком холодного воздуха. 3 ил.

 

Изобретение относится к турбореактивным двигателям авиационного применения, предназначенным для длительной работы на сверхзвуковом самолете.

Известен двухконтурный турбореактивный двигатель с форсажной камерой, предназначенный для сверхзвукового самолета (С.А. Вьюнов. Конструкция и проектирование авиационных газотурбинных двигателей, стр. 8, рис. 1.3).

Недостатком известной конструкции является ухудшенная экономичность и повышенный уровень шума, так как повышенная тяга двигателя создается за счет работы форсажной камеры.

Наиболее близким к заявляемому является двухконтурный турбореактивный двигатель, выходное сопло которого на входе выполнено с прямоугольным поперечным сечением, причем нижняя стенка сопла выполнена удлиненной относительно верхней, с выпукло-вогнутой трактовой поверхностью (патент RU №2488710, МПК: F02K 3/08).

Недостатком известной конструкции, принятой за прототип, является отсутствие возможности дополнительного регулирования перепускаемого воздуха для повышения эффективности и надежности работы двигателя на всех режимах и повышенный уровень шума на режимах взлета и набора высоты из-за высокой скорости газового потока, истекающего из сверхзвукового сопла.

Технический результат заявляемого изобретения заключается в снижении уровня шума, генерируемого высокоскоростным газовым потоком на выходе из сопла в нижней полусфере за счет экранирования газового потока низкоскоростным потоком холодного воздуха.

Указанный технический результат достигается тем, что в турбореактивном двигателе с прямоугольным соплом, выполненным с удлиненной нижней стенкой сопла с выпукло-вогнутой трактовой поверхностью на выходе, и с каналом наружного контура, СОГЛАСНО ИЗОБРЕТЕНИЮ с внешней стороны от канала наружного контура турбореактивного двигателя выполнен внешний канал, на выходе соединенный с внутренней полостью выходного сопла, нижняя удлиненная стенка которого выполнена из передней и задней створок с образованием между подвижными концами створок щелевой полости, соединенной на входе с внутренней полостью сопла, а на выходе - со сверхзвуковой трактовой частью сопла, с возможностью изменения высоты щелевой полости по режимам работы двигателя, причем H/h=5…15, где:

Н - максимальная высота щелевой полости;

h - минимальная высота щелевой полости.

Выполнение с внешней стороны от канала наружного контура турбореактивного двигателя канала внешнего контура, соединенного на выходе с внутренней полостью выходного сопла, позволяет организовать охлаждение элементов конструкции сопла холодным воздухом из канала внешнего контура.

Выполнение нижней удлиненной стенки сопла из передней и задней створок с образованием между подвижными концами створок щелевой полости, соединенной на входе с внутренней полостью сопла, а на выходе - со сверхзвуковой трактовой частью сопла, с возможностью изменения высоты щелевой полости по режимам работы двигателя, позволяет на взлетном режиме работы двигателя и на режиме набора высоты большую часть холодного воздуха из канала внешнего контура выпускать в нижней части сопла, что способствует снижению уровня шума в нижней полусфере путем экранирования высокоскоростной струи газа холодным низкоскоростным потоком воздуха.

При H/h<5 - увеличивается уровень шума в нижней полусфере.

При H/h>15 - ухудшается экономичность турбореактивного двигателя из-за повышенных гидравлических потерь на прокачку холодного воздуха из канала внешнего контура.

На фиг. 1 - изображен продольный разрез турбореактивного двигателя с прямоугольным в поперечном сечении соплом.

На фиг. 2 - элемент I на фиг. 1 в увеличенном виде (положение створок сопла при трансзвуковом полете).

На фиг. 3 - элемент I на фиг. 1 в увеличенном виде (положение створок сопла на взлетном режиме и на режиме набора высоты).

Турбореактивный двигатель с прямоугольным соплом 1 состоит из газогенератора 2, на выходе из которого установлен регулируемый смеситель 3 и ниже по потоку газа 4 установлено прямоугольное в поперечном сечении выходное сопло 5 с выпукло-вогнутой нижней стенкой 6, удлиненной относительно верхней стенки 7. С наружной стороны от газогенератора 2 расположен канал наружного контура 8, ограниченный стенкой 9, с внешней стороны от которой размещен канал внешнего контура 10, соединенный на выходе с внутренней полостью 11 выходного сопла 5, нижняя удлиненная стенка 6 которого выполнена из передней 12 и задней 13 створок с образованием между подвижными концами 14 и 15 створок 12 и 13 щелевой полости 16, соединенной на входе с внутренней полостью 11 сопла 5, а на выходе - со сверхзвуковой трактовой частью 17 сопла 5. Верхняя стенка 7 сопла 5 выполнена неподвижной и образует с корпусом 18 сопла 5 верхнюю щелевую полость 19, которая на выходе также соединена со сверхзвуковой частью 17 сопла 5.

Передняя створка 12 сопла с помощью силового привода 20 позволяет изменять площадь горла 21 сопла 5, а задняя створка 13 с помощью силового привода 22 позволяет изменять высоту 23 щелевой полости 16.

Работает данное устройство следующим образом. При работе двигателя 1 на сверхзвуковых режимах полета высота 23 щелевой полости 16 между створками 12 и 13 минимальна и равна высоте верхней щелевой полости 19. При работе двигателя на режиме взлета и на режиме набора высоты площадь горла 21 сопла 5 с помощью силового привода 20 увеличивается, высота 23 нижней щелевой 16 полости с помощью силового привода 22 также увеличивается, что приводит к увеличению расхода холодного, низкоскоростного потока 24 воздуха вдоль нижней задней створки 13 сопла 5, экранируя таким образом высокоскоростной поток газа 4, что снижает уровень шума от двигателя 1 в нижней полусфере.

Турбореактивный двигатель с прямоугольным соплом, выполненным с удлиненной нижней стенкой сопла с выпукло-вогнутой трактовой поверхностью на выходе, и с каналом наружного контура, отличающийся тем, что с внешней стороны от канала наружного контура турбореактивного двигателя выполнен внешний канал, на выходе соединенный с внутренней полостью выходного сопла, нижняя удлиненная стенка которого выполнена из передней и задней створок с образованием между подвижными концами створок щелевой полости, соединенной на входе с внутренней полостью сопла, а на выходе - со сверхзвуковой трактовой частью сопла, с возможностью изменения высоты щелевой полости по режимам работы двигателя, причем Н/h=5…15, где:
Н - максимальная высота щелевой полости;
h - минимальная высота щелевой полости.



 

Похожие патенты:

Регулируемое сверхзвуковое сопло турбореактивного двигателя относится к авиационному двигателестроению. Регулируемое сверхзвуковое сопло содержит корпус, шарнирно прикрепленные к нему дозвуковые и внешние створки, соединенные со сверхзвуковыми створками.

Поворотное осесимметричное сопло турбореактивного двигателя содержит неподвижный и подвижный корпусы, а также экраны, жестко прикрепленные к их внутренней поверхности с образованием каналов для прохода охлаждающего воздуха.

Изобретение относится к системе охлаждения в газотурбинном двигателе, таком, например, как авиационный турбореактивный двигатель, и, в частности, к системе охлаждения створок реактивного сопла и, более конкретно, к заслонке с клапаном, являющейся частью этой системы охлаждения.

Изобретение относится к авиационному двигателестроению, а именно к системам переброса рабочего тела для поворотных сопел, устанавливаемых на турбореактивных двигателях.

Изобретение относится к области авиадвигателестроения, в частности к реактивным соплам воздушно-реактивных двигателей с изменяемым направлением вектора тяги. .

Изобретение относится к области авиационного двигателестроения, а именно к конструкции сопел турбореактивных двигателей. .

Изобретение относится к области авиационного двигателестроения, а именно к конструкции сопел турбореактивных двигателей (ТРД). .

Сопло // 2362897
Изобретение относится к области реактивной техники и может быть использовано при проектировании и изготовлении авиационных и ракетных двигателей. .

Изобретение относится к области летательных аппаратов, приводимых в движение, по меньшей мере, одним двухконтурным турбореактивным двигателем, закрепленным вблизи фюзеляжа, в частности под крылом или в хвосте, и касается средства для снижения шума, создаваемого двигателем.

Изобретение относится к области авиадвигателестроения, а именно к устройствам подавления шума турбовентиляторных авиационных двигателей. .

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.

Сопло летательного аппарата содержит заднюю часть, образованную шевронами, распределенными вдоль периферии сопла, и средства впрыскивания дополнительных газовых струй.

Изобретение относится к оборудованию стартовых ракетных комплексов, в частности, предназначенного для защиты ракеты-носителя и полезного груза от акустического воздействия газовой струи ракетных двигателей, а также от теплового воздействия на хвостовой отсек ракеты-носителя ее при старте, и может быть использовано при запуске многоблочных ракет-носителей.
Наверх