RU2063534C1 - Method of manufacture of jet nozzle of second stage of double-flow gas-turbine engine - Google Patents
Method of manufacture of jet nozzle of second stage of double-flow gas-turbine engine Download PDFInfo
- Publication number
- RU2063534C1 RU2063534C1 RU93005790A RU93005790A RU2063534C1 RU 2063534 C1 RU2063534 C1 RU 2063534C1 RU 93005790 A RU93005790 A RU 93005790A RU 93005790 A RU93005790 A RU 93005790A RU 2063534 C1 RU2063534 C1 RU 2063534C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- temperature
- mode
- nozzle
- take
- jet nozzle
- Prior art date
Links
Images
Landscapes
- Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
- Pressure Welding/Diffusion-Bonding (AREA)
Abstract
Description
Изобретение относится к области изготовления реактивного сопла второго контура двухконтурного газотурбинного двигателя, преимущественно со степенью двухконтурности m=15-l7. The invention relates to the field of manufacturing a jet nozzle of the second circuit of a dual-circuit gas turbine engine, mainly with a bypass ratio m = 15-l7.
Известен способ изготовления сопла переменной геометрии. Для изменения геометрии сопла предусмотрено механическое устройство, перемещающее конусообразный профиль, расположенный в конце обечайки (фиг.1), (патент США 3138921). Такое исполнение реактивного сопла существенно увеличивает вес его конструкции и тем самым ухудшает эффективность двигателя и силовой установки в целом. A known method of manufacturing a nozzle of variable geometry. To change the geometry of the nozzle, a mechanical device is provided that moves a cone-shaped profile located at the end of the shell (Fig. 1), (US Pat. No. 3,138,921). This embodiment of the jet nozzle significantly increases the weight of its structure and thereby degrades the efficiency of the engine and the power plant as a whole.
Известен способ изготовления реактивного сопла авиационного газотурбинного двигателя из стали включающий деформацию заготовки на заданную геометрию (Е. Л. Фельдман, Авиационный турбореактивный двигатель РД-3М-500, М. "Транспорт", 1968 г. стр. 157 и А.М.Абрамов и др. Производство газотурбинных двигателей. М.Машиностроение, 1966 г. стр. 184-186), (фиг. 2). A known method of manufacturing a jet nozzle of an aircraft gas-turbine engine made of steel, including deformation of the workpiece for a given geometry (E. L. Feldman, Aircraft turbojet engine RD-3M-500, M. "Transport", 1968, p. 157, and A.M. Abramov and other Production of gas turbine engines.M.Mashinostroenie, 1966 p. 184-186), (Fig. 2).
При таком способе изготовления реактивного сопла выходная площадь его остается неизменной во всей области условий эксплуатации авиационного газотурбинного двигателя, что делает сопло неоптимальным в основных условиях эксплуатации на некоторых режимах работы и является его недостатком. With this method of manufacturing a jet nozzle, its output area remains unchanged in the entire range of operating conditions of an aircraft gas turbine engine, which makes the nozzle suboptimal in basic operating conditions at certain operating modes and is its drawback.
Задачей изобретения является разработка способа изготовления реактивного сопла второго контура двухконтурного газотурбинного двигателя, преимущественно со степенью двухконтурности m=15-l7, создающего повышенную эффективность авиационного двигателя в широком диапазоне высот и скоростей полета как в стандартных атмосферных условиях, так и при температурных отклонениях воздуха. The objective of the invention is to develop a method of manufacturing a jet nozzle of the second circuit of a dual-circuit gas turbine engine, mainly with a bypass ratio of m = 15-l7, which creates increased efficiency of the aircraft engine in a wide range of altitudes and flight speeds both in standard atmospheric conditions and in temperature deviations of air.
Реактивное сопло изготавливают из материала с "памятью" формы, преимущественно из никелида титана. Деформируют заготовку сопла в два этапа. Получают требуемые геометрии ее на крейсерском и взлетном режимах. Заготовку деформируют при температуре стенки реактивного сопла соответствующей температуре на крейсерском режиме с учетом положительного температурного отклонения от стандартных атмосферных условий окружающего воздуха и при температуре, соответствующей взлетному режиму с учетом отрицательного температурного отклонения от стандартных атмосферных условий окружающего воздуха. Причем последовательность этапов деформации заготовки сопла любая и не зависит от режима работы и типа двигателя
Часть материала представлена графически.The jet nozzle is made of a material with a "shape memory", mainly of titanium nickelide. The nozzle blank is deformed in two stages. Get the required geometry on cruising and takeoff modes. The workpiece is deformed at the wall temperature of the jet nozzle at the appropriate temperature at cruising mode, taking into account the positive temperature deviation from the standard atmospheric conditions of the ambient air and at a temperature corresponding to the take-off mode, taking into account the negative temperature deviation from the standard atmospheric conditions of the surrounding air. Moreover, the sequence of stages of deformation of the nozzle blank is arbitrary and does not depend on the operating mode and type of engine
Part of the material is presented graphically.
На фиг. 1 показана схема реактивного сопла с механически изменяемой геометрией (патент США 3138921). In FIG. 1 shows a diagram of a mechanically variable geometry jet nozzle (US Pat. No. 3,138,921).
На фиг. 2 изображена схема реактивного сопла неизменной геометрии, получаемое деформацией заготовки на заданную геометрию (А.М.Абрамов и др. "Производство газотурбинных двигателей", М. Машиностроение, 1966 г. cтp. 184-186). In FIG. Figure 2 shows a diagram of a jet nozzle of constant geometry obtained by deformation of a workpiece to a given geometry (A.M. Abramov et al. “Production of gas turbine engines”, M. Mechanical Engineering, 1966 p. 184-186).
На фиг. 3 приведены для сведения изменения по высоте стандартной температуры окружающего воздуха и ее положительные и отрицательные отклонения в соответствии с ДОС-9051-AH/896, принятого ИКАО (см. в книге "Единые нормы летной годности гражданских, транспортных самолетов стран членов СЭВ", 1985 г. стр. 32). In FIG. 3 are given for information on changes in altitude of the standard ambient temperature and its positive and negative deviations in accordance with DOS-9051-AH / 896 adopted by ICAO (see the book "Unified Airworthiness Standards for Civil, Transport Aircraft of CMEA Member Countries", 1985 p. 32).
На фиг. 4 показана зависимость температур, при которых проявляется способность никелида титана восстанавливать свою форму в зависимости от содержания никеля в сплаве (построена по материалам приведенным в таблице книги: И.И.Корнилов, 0.К.Белоусов, Е.В.Качур, "Никелид титана и другие сплавы с эффектом "памяти", М. Наука, 1977 г. стр. 124). In FIG. Figure 4 shows the temperature dependence at which the ability of titanium nickelide to restore its shape depending on the nickel content in the alloy is shown (built on the materials given in the table of the book: I.I. Kornilov, 0.K. Belousov, E.V. Kachur, "Nickelide titanium and other alloys with the effect of "memory", M. Nauka, 1977, p. 124).
На фиг. 5 показана схема последовательной деформации заготовки сопла для получения требуемых геометрий на крейсерском и взлетном режимах. In FIG. 5 shows a diagram of successive deformation of a nozzle blank to obtain the required geometries in cruising and take-off modes.
На фиг. 6 приведены зависимости изменения удельного расхода топлива на крейсерском и взлетном режимах от изменения площади сопла второго контура винте-вентиляторного двигателя с указанием значений на крейсерском и взлетном режимах для случая конкретной реализации способа изготовления реактивного сопла второго контура винто-вентиляторного двигателя (ΔFcIIкр, ΔFcIIвзл). In FIG. Figure 6 shows the dependences of the change in specific fuel consumption at cruising and take-off modes on the change in the nozzle area of the second circuit of the rotor-fan engine with indication of the values at cruising and take-off regimes for the case of a specific implementation of the method for manufacturing the jet nozzle of the second circuit of the rotor-rotor engine (ΔFcIIcr, ΔFcIIvzl).
Эффект "памяти" формы присущ многим материалам. Однако эффект "памяти" формы на никелиде титана, в отличие от подобных эффектов у других материалов, уникален. Он полностью обратим, может повторяться в течение многих тысяч циклов. Материал обладает хорошими механическими свойствами, прочен, пластичен, коррозионно стоек. Из него можно получать листы, ленту, фольгу, поковки. The shape memory effect is inherent in many materials. However, the shape memory effect on titanium nickelide, in contrast to similar effects in other materials, is unique. It is completely reversible, can be repeated for many thousands of cycles. The material has good mechanical properties, is durable, ductile, and corrosion resistant. From it you can get sheets, tape, foil, forgings.
Большинство ученых согласно с теорией, что изменение формы никелида титана возникает тогда, когда на атомном уровне происходит переход от сложной ромбической структуры к менее сложной кубической, и вызвано температурным перепадом, составляющим всего +9 градусов Цельсия. Процесс изменения формы полностью обратим. Обратный температурный перепад, составляющий всего -9 градусов вызывает обратный переход от кубической структуры к ромбической с восстановлением исходной формы никелида титана. Most scientists agree with the theory that a change in the shape of titanium nickelide occurs when a transition from a complex rhombic structure to a less complex cubic structure occurs at the atomic level and is caused by a temperature drop of only +9 degrees Celsius. The process of changing the form is completely reversible. An inverse temperature difference of only -9 degrees causes a reverse transition from a cubic to a rhombic structure with restoration of the initial form of titanium nickelide.
Приводим пример конкретной реализации способа изготовления реактивного сопла второго контура винто-вентиляторного двигателя с указанием температур, при которых производят деформацию на заданные конфигурации сопла, соответствующие крейсерскому и взлетному режимам с учетом влияния на стенку сопла не только температуры наружного воздуха, но и температуры истекающей из сопла реактивной воздушной струи. Предварительно выбирают сплав с необходимым соотношением никеля и титана. We give an example of a specific implementation of the method for manufacturing a jet nozzle of the second circuit of a screw-fan engine with an indication of the temperatures at which deformation is performed on the given nozzle configurations corresponding to cruising and take-off modes, taking into account the influence on the nozzle wall not only of the outside temperature, but also of the temperature of the nozzle flowing out jet air stream. Pre-select the alloy with the desired ratio of Nickel and titanium.
Например, для взлетного режима сопло второго контура винто-вентиляторного двигателя из никелида титана, содержащего 50,83% никеля и 49,17% титана, деформируют при температуре tвзл 10 oC, а для крейсерного режима деформируют при tкр 30oC. Причем последовательность деформации заготовки сопла любая, не зависит от режима работы и типа двигателя по причине полной обратимости эффекта "памяти" формы изделий из никелида титана.For example, for the take-off mode of the second circuit nozzle propeller-fan engine of TiNi comprising 50.83% nickel and 49.17% titanium, is deformed at a temperature t vzl 10 o C, and for kreysernogo mode deform when
Сопло второго контура винто-вентиляторного двигателя имеет превышение температуры по сравнению с температурой окружающего воздуха всего на Δtc +1 градус как на взлетном, так и на крейсерском режимах, что объясняется невысокой степенью повышения давления во втором контуре винто-вентилятора равной π
В этом случае можно принять, что расчетная температура сопла определяется по выражению
где tсопла температура материала сопла,
tн температура наружного воздуха,
tст.струи статическая температура истекающей из сопла реактивной воздушной струи.The nozzle of the second circuit of the rotor-fan engine has a temperature excess of only Δt c +1 degree in both take-off and cruising modes compared to the ambient temperature, which is explained by the low degree of increase in pressure in the second circuit of the rotor-fan equal to π
In this case, we can assume that the calculated temperature of the nozzle is determined by the expression
where t nozzle temperature of the material of the nozzle,
t n outdoor temperature,
t st.styi static temperature of a jet flowing out of a nozzle of an air stream.
Например, взлетный режим в стандартных атмосферных условиях (H=0, Мп=0, Рн=1,0332 кгс/см2,tн+15oC).For example, the take-off mode in standard atmospheric conditions (H = 0, Mn = 0, Pn = 1.0332 kgf / cm 2 , t n +15 o C).
Температура наружного воздуха tн+15o.С
Статическая температура истекающей из сопла реактивной воздушной струи tст.струи +17,2oC. Температура материала сопла tсопла +16,1oC.Outside temperature t n +15 o .С
The static temperature of the jet flowing out of the nozzle of the jet t st.stroi +17.2 o C. The temperature of the material of the nozzle t nozzle +16.1 o C.
Превышение температуры сопла над температурой наружного воздуха Δtc +1,1.The excess temperature of the nozzle over the outdoor temperature Δt c +1.1.
Другой пример: крейсерский режим в стандартных атмосферных условиях (H= II км, Мп=0,75, Pн=0,2314 кгс/см2, tн -56,5oС)
Температура наружного воздуха tн -56,5oС.Another example: cruising in standard atmospheric conditions (H = II km, Mn = 0.75, Pn = 0.2314 kgf / cm 2 , t n -56.5 o С)
Outdoor temperature t n -56.5 o C.
Статическая температура истекающей из сопла реактивной воздушной струи tст.струи -53,8oC.The static temperature of the jet flowing from the nozzle of the jet t st.stuy -53.8 o C.
Температура материала сопла tсопла -55,2oC.The temperature of the nozzle material t nozzle -55,2 o C.
Превышение температуры сопла над температурой наружного воздуха Δtc +1,3.The excess temperature of the nozzle over the outdoor temperature Δt c +1.3.
Сплав из никелида титана, содержащий 50,83% никеля и 49,17% титана, выбран предварительно. Этот сплав имеет характеристики, полученные по построению материалов, приведенных в таблице 1, на стр. 8 в книге А.С.Тихонова и др. Применение эффекта памяти формы в современном машиностроении, M. Машиностроение, 1981 г. A titanium nickelide alloy containing 50.83% nickel and 49.17% titanium is preselected. This alloy has the characteristics obtained by constructing the materials shown in table 1, on page 8 in the book of A.S. Tikhonov and others. The use of the shape memory effect in modern engineering, M. Mechanical Engineering, 1981
Mн температура начала прямого мартенситного превращения Mн - 25oС;
Mк температура конца прямого мартенситного превращения Мк - 51oС;
Ан температура начала обратного мартенситного превращения Ан - 14oС; Ак температура конца обратного мартенситного превращения Ак +11,5oС.Mn the temperature of the onset of direct martensitic transformation Mn - 25 o C;
Mk the temperature of the end of the direct martensitic transformation Mk - 51 o C;
An is the temperature of the beginning of the reverse martensitic transformation of An - 14 o C; Ak the temperature of the end of the reverse martensitic transformation Ak +11.5 o C.
Исходя из выше приведенных данных с учетом температурных отклонений окружающего воздуха, например, для взлетного режима сопло деформируют при температуре tд.взл -10oC, для крейсерского режима сопло деформируют при tд.кр -3-oC.Based on the above data, taking into account the temperature deviations of the ambient air, for example, for the take-off mode, the nozzle is deformed at a temperature of t d.sub.- 10 o C, for cruising mode, the nozzle is deformed at t d.cr -3- o C.
При нагреве выше температуры обратного мартенситного превращения Ак + 11,5oС или при охлаждении ниже температуры прямого мартенситного превращения Mк 51oС сопло принимает форму, соответствующую взлетному или крейсерскому режиму (книга А.С.Тихонова и др. Применение эффекта памяти формы в современном машиностроении,M. Mашиностроение, 1981 г. стр. 4).When heated above the temperature of the reverse martensitic transformation Ak + 11.5 o С or when cooled below the temperature of the direct
На режиме взлет в стандартных атмосферных условиях и при положительном температурном отклонении окружающего воздуха обеспечивается форма сопла, соответствующая режиму взлет. In the take-off mode under standard atmospheric conditions and with a positive temperature deviation of the ambient air, a nozzle shape corresponding to the take-off mode is provided.
На крейсерском режиме обеспечивается форма сопла, соответствующая этому режиму в стандартных атмосферных условиях и при отрицательном температурном отклонении окружающего воздуха. In cruising mode, a nozzle shape is provided that corresponds to this mode under standard atmospheric conditions and with a negative temperature deviation of the ambient air.
Реактивное сопло, изготовленное по предложенному способу, работает следующим образом. A jet nozzle made by the proposed method works as follows.
На режиме взлет в стандартных атмосферных условиях и при любом положительном отклонении, реактивное сопло имеет заданную геометрическую форму 3 (см. фиг. 5). In take-off mode under standard atmospheric conditions and with any positive deviation, the jet nozzle has a predetermined geometric shape 3 (see Fig. 5).
При суточном колебании температур окружающего воздуха форма 3 сопла сохраняется. With daily fluctuations in ambient temperature, the
В процессе разгона набора высоты самолетом происходит понижение температуры окружающего воздуха (см. фиг 3).2 При достижении материалом сопла температуры конца прямого мартенситного превращения Мк 51oС сопло принимает геометрическую форму 2, соответствующую крейсерскому режиму, и сохраняет форму при любых положительных и отрицательных отклонениях от стандартных полетных условий.In the process of acceleration of climb by airplane, the ambient temperature decreases (see Fig. 3) .2 When the nozzle material reaches the temperature of the end of the direct
Применение изобретения позволяет:
изменить геометрическую форму реактивного сопла в соответствии с заданной оптимальной геометрической формой на крейсерском режиме и режиме взлет;
выполнить конструкцию сопла изменяемой геометрии с минимальным весом;
повысить экономичность авиационного газотурбинного двигателя на режиме взлет путем снижения удельного расхода топлива на 2,6% (см. фиг. 6). ЫЫЫ2 ЫЫЫ4The application of the invention allows:
change the geometric shape of the jet nozzle in accordance with the specified optimal geometric shape in cruise mode and take-off mode;
complete the design of the nozzle with variable geometry with a minimum weight;
to increase the efficiency of the aircraft gas turbine engine on takeoff by reducing specific fuel consumption by 2.6% (see Fig. 6). YYY2 YYY4
Claims (1)
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU93005790A RU2063534C1 (en) | 1993-02-01 | 1993-02-01 | Method of manufacture of jet nozzle of second stage of double-flow gas-turbine engine |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU93005790A RU2063534C1 (en) | 1993-02-01 | 1993-02-01 | Method of manufacture of jet nozzle of second stage of double-flow gas-turbine engine |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU93005790A RU93005790A (en) | 1995-04-30 |
| RU2063534C1 true RU2063534C1 (en) | 1996-07-10 |
Family
ID=20136500
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU93005790A RU2063534C1 (en) | 1993-02-01 | 1993-02-01 | Method of manufacture of jet nozzle of second stage of double-flow gas-turbine engine |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2063534C1 (en) |
Cited By (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| GB2374121A (en) * | 2001-03-03 | 2002-10-09 | Rolls Royce Plc | Gas turbine engine nozzle with noise-reducing tabs |
| EP1130243A3 (en) * | 2000-03-03 | 2003-10-01 | United Technologies Corporation | A variable area nozzle for gas turbine engines driven by shape memory alloy actuators |
| EP1557552A1 (en) * | 2004-01-20 | 2005-07-27 | General Electric Company | Gas turbine engine and method for assembling and operating such a gas turbine engine |
| RU2479737C2 (en) * | 2007-11-23 | 2013-04-20 | Снекма | Blower adjustable nozzle and double-flow turbojet |
-
1993
- 1993-02-01 RU RU93005790A patent/RU2063534C1/en active
Non-Patent Citations (1)
| Title |
|---|
| 1. Патент США N3138921, кл. 60 - 271, опублик. 1964. 2. Абрамов А.М. и др. Производство газотурбинных двигателей.- М.: Машиностроение, 1965, с.184 - 186, фиг.2. * |
Cited By (7)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| EP1130243A3 (en) * | 2000-03-03 | 2003-10-01 | United Technologies Corporation | A variable area nozzle for gas turbine engines driven by shape memory alloy actuators |
| US6735936B2 (en) | 2000-03-03 | 2004-05-18 | United Technologies Corporation | Variable area nozzle for gas turbine engines driven by shape memory alloy actuators |
| US7004047B2 (en) | 2000-03-03 | 2006-02-28 | United Technologies Corporation | Variable area nozzle for gas turbine engines driven by shape memory alloy actuators |
| GB2374121A (en) * | 2001-03-03 | 2002-10-09 | Rolls Royce Plc | Gas turbine engine nozzle with noise-reducing tabs |
| GB2374121B (en) * | 2001-03-03 | 2005-03-23 | Rolls Royce Plc | Gas turbine engine exhaust nozzle |
| EP1557552A1 (en) * | 2004-01-20 | 2005-07-27 | General Electric Company | Gas turbine engine and method for assembling and operating such a gas turbine engine |
| RU2479737C2 (en) * | 2007-11-23 | 2013-04-20 | Снекма | Blower adjustable nozzle and double-flow turbojet |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| Cumpsty | Preparing for the future: Reducing gas turbine environmental impact—IGTI scholar lecture | |
| Alperin et al. | Thrust augmenting ejectors, II | |
| Builder | On the thermodynamic spectrum of airbreathing propulsion | |
| Turan et al. | Some exergetic measures of a JT8D turbofan engine | |
| Schutte et al. | Cycle design exploration using multi-design point approach | |
| RU2063534C1 (en) | Method of manufacture of jet nozzle of second stage of double-flow gas-turbine engine | |
| Fawal et al. | Overall and component basis performance evaluations for turbojet engines under various optimal operating conditions | |
| FRANCISCUS | The supersonic through-flow turbofan for high Mach propulsion | |
| Carboni et al. | Supersonic investigation of two dimensional hypersonic exhaust nozzles | |
| Soner | Thermodynamic analysis of a small-scale gas turbine jet engine | |
| LANDAU et al. | Parametric supersonic combustion ramjet engine optimization | |
| Snyder et al. | Effects of gas turbine component performance on engine and rotary wing vehicle size and performance | |
| Saadon et al. | Sustainability assessment of turbofan engine with mixed exhaust through exergetic approach | |
| Tarpley et al. | Optimization of an engine-integrated waverider with steady state flight constraints | |
| Marszalek | Preliminary analysis of thermodynamic cycle of turbofan engine fuelled by hydrogen | |
| Al Ramahi et al. | Hybrid Engine Analysis for Green Air Traffic | |
| Bertram et al. | 52. The Aerodynamics of Hypersonic Cruising and Boost Vehicles | |
| Yasin et al. | The Designation of Variable Exhaust Nozzle for Micro Gas Turbine | |
| O'Brien | The Pulsejet Engine: A Review of Its Development Potential | |
| Edwards | The technical aspects of supersonic civil transport aircraft | |
| BENCZE et al. | A study of the relative merits of three axisymmetric inlets for a hypersonic cruise mission | |
| Fong et al. | Gas dynamic limits and optimization of pulsed detonation static thrust | |
| Sens et al. | New Generation Engines—The Engine Manufacturer’s Outlook | |
| Buechley et al. | SSBBR-X: Candidate Engine for Concorde | |
| ALESI | On high turbine entry temperatures in turbojets and gas turbines(High turbine entry temperature effects on gas turbine engine specific power and fuel consumption, noting thrust/weight ratio increase in turbojet and turbofan engines) |