Трехконтурный турбореактивный двигатель летательного аппарата

Изобретение относится к области авиационной техники и может быть использовано в трехконтурных двигателях, входящих в состав силовой установки многорежимных летальных аппаратов. Трехконтурный турбореактивный двигатель летательного аппарата включает корпус вентилятора, корпус второго контура, формирующий канал потока второго контура, корпус третьего контура, формирующий совместно с корпусом второго контура канал потока третьего контура с внешней стороны от канала потока второго контура, канал основного потока, связанный с каналом потока второго контура, корпус газогенератора, корпуса выходного устройства и выходного устройства третьего контура. Двигатель снабжен передними и задними силовыми конструктивными элементами. Корпус вентилятора выполнен составным из передней и задней частей, при этом силовая связь между передней и задней частями корпуса вентилятора осуществлена посредством передних силовых конструктивных элементов. Силовая связь между корпусами выходного устройства и выходного устройства третьего контура осуществлена посредством задних силовых конструктивных элементов. Задняя часть корпуса вентилятора выполнена с возможностью разделения воздуха по каналам основного потока и потока третьего контура, при этом в области разделения потоков воздуха в вентиляторе расположены передние силовые конструктивные элементы. Корпус третьего контура выполнен из материала с меньшей удельной массой по сравнению с материалом корпуса второго контура. Передние и задние силовые конструктивные элементы выполнены в виде спрофилированных обтекаемых стоек. Корпус третьего контура выполнен из композиционного материала на основе карбидокремниевых волокон со связующим из полимерных смол или углерода. Изобретение позволяет снизить массу трехконтурного двигателя. 5 з.п. ф-лы, 1 ил.

 

Изобретение относится к области авиационной техники и может быть использовано в трехконтурных двигателях, входящих в состав силовой установки многорежимных летальных аппаратов.

Наиболее близким к заявленному изобретению является трехконтурный турбореактивный двигатель, включающий корпус второго контура, формирующий канал второго контура, корпус третьего контура, формирующий совместно с корпусом второго контура канал третьего контура. С внешней стороны от канала второго (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. Трехконтурный турбореактивный двигатель летательного аппарата, включает также корпус вентилятора, газогенератор, корпуса выходного устройства и выходного устройства третьего контура. (RU 2592937 С1, 27.07.2016 - прототип)

Недостатками известной конструкции является то, что корпус третьего контура является неотъемлемой частью конструктивно-силовой схемы, в связи, с чем его невозможно выполнить из легких, и как следствие менее прочных, материалов. Данное обстоятельство увеличивает массу всей конструкции двигателя, что в целом может нивелировать эффект от введения третьего контура в термодинамический цикл двигателя.

Задача предлагаемого изобретения - уменьшение массы третьего контура.

Технический результат заявляемого изобретения заключается в снижении массы трехконтурного двигателя за счет исключения третьего контура из конструктивно - силовой схемы и, как следствие, изготовления его из материалов с меньшей удельной массой по сравнению с материалом корпуса второго контура, повышение экономичности двигателя.

Указанный технический результат достигается тем, что в трехконтурном турбореактивном двигателе летательного аппарата, включающем корпус вентилятора, корпус второго контура, формирующий канал второго контура, корпус третьего контура, формирующий совместно с корпусом второго контура канал третьего контура с внешней стороны от канала второго контура, газогенератор, корпуса выходного устройства и выходного устройства третьего контура, согласно предложению двигатель снабжен передними и задними силовыми конструктивными элементами, корпус вентилятора выполнен составным из передней и задней частей, при этом силовая связь между передней и задней частями корпуса вентилятора осуществлена посредством передних силовых конструктивных элементов, а силовая связь между корпусами выходного устройства и выходного устройства третьего контура осуществлена посредством задних силовых конструктивных элементов, вентилятор выполнен с возможностью разделения потоков воздуха в нем по каналам второго и третьего контуров, при этом в области разделения потоков воздуха в вентиляторе расположены передние силовые конструктивные элементы, а корпус третьего контура выполнен из материала с меньшей удельной массой по сравнению с материалом корпуса второго контура.

Передние и задние силовые конструктивные элементы могут выполнены в виде спрофилированных обтекаемых стоек.

Корпус третьего контура может быть выполнен из композиционного материала на основе карбидокремниевых волокон со связующим из полимерных смол или углерода.

Передние и задние силовые конструктивные элементы могут быть выполнены за одно целое с узлами крепления двигателя к летательному аппарату или соединены с узлами крепления двигателя к летательному аппарату посредством жесткого разъемного соединения.

Двигатель может быть снабжен форсажной камерой со смесителем.

Передние и задние силовые конструктивные элементы, осуществляющие силовую связь между передней и задней частями корпуса вентилятора, а также между корпусами выходного устройства и выходного устройства третьего контура, передают нагрузки, действующие на указанные корпуса, к элементам закрепления двигателя на летательном аппарате. Передние силовые конструктивные элементы располагаются между передней и задней частями корпуса вентилятора в области разделения потоков воздуха в вентиляторе по каналам второго и третьего контуров. Задние силовые конструктивные элементы располагаются между корпусом выходного устройства и корпусом выходного устройства третьего контура. Таким образом, корпус второго контура связан с передней частью корпуса вентилятора и выходным устройством третьего контура через заднюю часть корпуса вентилятора, разделительный корпус газогенератора и корпус выходного устройства, и корпус третьего контура выведен из конструктивно-силовой схемы двигателя.

Передние и задние силовые конструктивные элементы выполняются из материалов корпусов, которые они связывают и могут быть выполнены как в виде цилиндрических спиц, закрепленных резьбой в связываемых корпусах, так и в виде спрофилированных обтекаемых стоек которые могут быть связаны с корпусами двигателя как разъемным (резьбовым) соединением, так и не разъемным (сварка). Также возможна комбинация соединения конструктивных силовых элементов из разъемных и неразъемных соединений. Силовые конструктивные элементы установлены с равным угловым шагом. Количество силовых элементов выбирается исходя из нагрузок, действующих на двигатель, но не менее трех штук в каждом силовом поясе.

Силовые конструктивные элементы связаны с элементами закрепления двигателя на летательный аппарат. Возможно осуществление связи следующими путями: выполнение элементов единой деталью методом литья; неразъемное соединение элементов сваркой; разъемное фланцевое соединение при помощи резьбовых элементов.

Месторасположение передних силовых конструктивных элементов находится в вентиляторе в области разделения потоков воздуха на каналы второго и третьего контуров. Это обусловлено тем, что именно в этом месте начинается корпус третьего контура. Месторасположение задних силовых конструктивных элементов находится в области корпусов выходного устройства и выходного устройства третьего контура, так как эта область, в которой возможна реализация силовой связи указанных корпусов, наиболее удалена от передних силовых конструктивных элементов, что позволяет реализовать эффект от изменения материала третьего контура на большей его длине. Таким образом реализован максимальный эффект снижения массы двигателя за счет уменьшения массы третьего контура. По условиям компоновки на летательном аппарате месторасположение задних силовых конструктивных элементов может быть сдвинуто к передним силовым элементам и размещено в районе корпуса смесителя.

За счет выведения корпуса третьего контура из силовой схемы двигателя, он может быть изготовлен из легких композиционных конструкционных материалов, например на основе карбидокремниевых волокон со связующим из углерода или полимерных смол или на основе борных волокон с алюминиевым связующим. Облегчение массы третьего контура и как следствие облегчение общей массы турбореактивного двигателя позволяет улучшить удельные массовые параметры двигателя, повысит его экономичность.

Наличие в газотурбинном двигателе форсажной камеры увеличивает длину двигателя и как следствие длину третьего контура. Таким образом, выведение третьего контура из конструктивно-силовой схемы двигателя увеличивает эффект от снижения его массы.

Вариант исполнения двигателя без форсажной камеры проиллюстрирован на чертеже.

Трехконтурный турбореактивный двигатель летательного аппарата 1 включает корпус вентилятора 2, состоящий из передней части 3 и задней части 4. Передняя часть 3 корпуса вентилятора 2 соединена с корпусом третьего контура 5, который в свою очередь соединен с корпусом выходного устройства третьего контура 6. Задняя часть корпуса вентилятора 4 соединена с корпусом второго контура 7, который в свою очередь соединен с корпусом выходного устройства 8. Корпус третьего контура 5 формирует совместно с корпусом второго контура 7 канал потока третьего контура 9 с внешней стороны от канала потока второго контура 10.

Задняя часть корпуса вентилятора 4 разделяет воздух на каналы потока третьего контура 9 и основного потока 11. В области разделения потоков располагаются передние силовые конструктивные элементы 12, связывающие переднюю часть корпуса вентилятора 3 и заднюю часть корпуса вентилятора 4. К передним конструктивным силовым элементам 12 также крепится корпус третьего контура 5. Канал основного потока 11 после вентилятора делится на канал потока первого контура 13 и канал потока второго контура 9, а после газогенератора 14 вновь объединяется в единый основной поток. На корпусе выходного устройства 9 установлены задние силовые конструктивные элементы 15, которые связывают корпус выходного устройства 9 с корпусом выходного устройства третьего контура 6. В задней части корпуса третьего контура 5 установлено контактное газодинамическое уплотнение 16, которое обеспечивает неразрывность течения газа по каналу потока третьего контура 9, а также снимает нагрузки с корпуса третьего контура 5 от сил, действующих в газотурбинном двигателе. Крепление двигателя 1 к летательному аппарату осуществлено через передний узел крепления 17 и задний узел крепления 18, которые связаны с передними силовыми конструктивными элементами 12 и задними силовыми конструктивными элементами 15 соответственно.

1. Трехконтурный турбореактивный двигатель летательного аппарата, включающий корпус вентилятора, корпус второго контура, формирующий канал потока второго контура, корпус третьего контура, формирующий совместно с корпусом второго контура канал потока третьего контура с внешней стороны от канала потока второго контура, канал основного потока, связанный с каналом потока второго контура, корпус газогенератора, корпуса выходного устройства и выходного устройства третьего контура, отличающийся тем, что двигатель снабжен передними и задними силовыми конструктивными элементами, корпус вентилятора выполнен составным из передней и задней частей, при этом силовая связь между передней и задней частями корпуса вентилятора осуществлена посредством передних силовых конструктивных элементов, а силовая связь между корпусами выходного устройства и выходного устройства третьего контура осуществлена посредством задних силовых конструктивных элементов, задняя часть корпуса вентилятора выполнена с возможностью разделения воздуха по каналам основного потока и потока третьего контура, при этом в области разделения потоков воздуха в вентиляторе расположены передние силовые конструктивные элементы, а корпус третьего контура выполнен из материала с меньшей удельной массой по сравнению с материалом корпуса второго контура.

2. Трехконтурный турбореактивный двигатель летательного аппарата по п. 1, отличающийся тем, что передние и задние силовые конструктивные элементы выполнены в виде спрофилированных обтекаемых стоек.

3. Трехконтурный турбореактивный двигатель летательного аппарата по п. 1, отличающийся тем, что корпус третьего контура выполнен из композиционного материала на основе карбидокремниевых волокон со связующим из полимерных смол или углерода.

4. Трехконтурный турбореактивный двигатель летательного аппарата по п. 1, отличающийся тем, что передние и задние силовые конструктивные элементы выполнены за одно целое с узлами крепления двигателя к летательному аппарату.

5. Трехконтурный турбореактивный двигатель летательного аппарата по п. 1, отличающийся тем, что передние и задние силовые конструктивные элементы соединены с узлами крепления двигателя к летательному аппарату посредством жесткого разъемного соединения.

6. Трехконтурный турбореактивный двигатель летательного аппарата по п. 1, отличающийся тем, что двигатель снабжен форсажной камерой со смесителем.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к авиационной технике, а именно к турбореактивному двигателю самолета с системой охлаждения турбин высокого давления. Техническим результатом, на достижение которого направлено заявленное изобретение, является повышение эффективности охлаждения турбин высокого давления, что способствует повышению мощности турбореактивного двигателя.

Изобретение относится к газотурбинным двигателям, предназначенным для длительной работы на дозвуковом малозаметном летательном аппарате. Бесфорсажный турбореактивный двигатель включает газогенератор, вентилятор, соединенный с турбиной низкого давления, канал внутреннего контура, соединенный с последней ступенью вентилятора и с компрессором высокого давления, канал наружного контура, соединенный с последней ступенью вентилятора и со смесителем.

Авиационная силовая установка содержит турбокомпрессорный блок, батарею твердооксидных топливных элементов с выходами для анодного и катодного газов, отдельно расположенный тяговый вентилятор, топливный насос.

Авиационная силовая установка содержит турбореактивный двухконтурный двигатель с внешним и внутренним контурами и по меньшей мере один выносной вентиляторный модуль.

Способ работы трехконтурного турбореактивного двигателя с форсажной камерой заключается в том, что сжатый воздух из адаптивного вентилятора разделяют на три потока.

Трехъярусная рабочая лопатка турбовентилятора содержит последовательно расположенные от корпуса турбовентилятора к диску ротора рабочую лопатку вентилятора и рабочую лопатку турбины, соединенные между собой посредством промежуточного элемента с образованием трех проточных газовых каналов.

Изобретение относится к энергетике. Предлагается камера смешения форсажной камеры, которая включает внешний кольцевой корпус, кок-стекатель и оболочку, на которой расположены радиально направленные пилоны-воздуховоды, закрепленные с противоположной стороны на общем разделителе, который делит внутренний контур на центральную и вешнюю части, а также обеспечивает подачу воздуха наружного контура, через полости пилонов, непосредственно в центральную часть внутреннего контура, тем самым обеспечивая равномерное распределение кислорода по радиусу камеры смешения, однородное температурное поле на выходе из камеры смешения и эффективное охлаждение узлов форсунок и стабилизаторов форсажной камеры.

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.

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 области авиационной техники и может быть использовано в трехконтурных двигателях, входящих в состав силовой установки многорежимных летальных аппаратов. Трехконтурный турбореактивный двигатель летательного аппарата включает корпус вентилятора, корпус второго контура, формирующий канал потока второго контура, корпус третьего контура, формирующий совместно с корпусом второго контура канал потока третьего контура с внешней стороны от канала потока второго контура, канал основного потока, связанный с каналом потока второго контура, корпус газогенератора, корпуса выходного устройства и выходного устройства третьего контура. Двигатель снабжен передними и задними силовыми конструктивными элементами. Корпус вентилятора выполнен составным из передней и задней частей, при этом силовая связь между передней и задней частями корпуса вентилятора осуществлена посредством передних силовых конструктивных элементов. Силовая связь между корпусами выходного устройства и выходного устройства третьего контура осуществлена посредством задних силовых конструктивных элементов. Задняя часть корпуса вентилятора выполнена с возможностью разделения воздуха по каналам основного потока и потока третьего контура, при этом в области разделения потоков воздуха в вентиляторе расположены передние силовые конструктивные элементы. Корпус третьего контура выполнен из материала с меньшей удельной массой по сравнению с материалом корпуса второго контура. Передние и задние силовые конструктивные элементы выполнены в виде спрофилированных обтекаемых стоек. Корпус третьего контура выполнен из композиционного материала на основе карбидокремниевых волокон со связующим из полимерных смол или углерода. Изобретение позволяет снизить массу трехконтурного двигателя. 5 з.п. ф-лы, 1 ил.

Наверх