RU180269U1 - Gas turbine engine intake duct - Google Patents
Gas turbine engine intake duct Download PDFInfo
- Publication number
- RU180269U1 RU180269U1 RU2017130568U RU2017130568U RU180269U1 RU 180269 U1 RU180269 U1 RU 180269U1 RU 2017130568 U RU2017130568 U RU 2017130568U RU 2017130568 U RU2017130568 U RU 2017130568U RU 180269 U1 RU180269 U1 RU 180269U1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- gas turbine
- turbine engine
- air intake
- honeycomb core
- base
- Prior art date
Links
- 150000001721 carbon Chemical class 0.000 claims abstract description 4
- 238000004519 manufacturing process Methods 0.000 abstract description 2
- 239000004744 fabric Substances 0.000 description 3
- 229920005596 polymer binder Polymers 0.000 description 3
- 239000002491 polymer binding agent Substances 0.000 description 3
- 238000000465 moulding Methods 0.000 description 2
- 239000007787 solid Substances 0.000 description 2
- OKTJSMMVPCPJKN-UHFFFAOYSA-N Carbon Chemical compound [C] OKTJSMMVPCPJKN-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 1
- 238000004026 adhesive bonding Methods 0.000 description 1
- 229910052799 carbon Inorganic materials 0.000 description 1
- 238000005253 cladding Methods 0.000 description 1
- 239000000945 filler Substances 0.000 description 1
- 238000003754 machining Methods 0.000 description 1
- 230000005855 radiation Effects 0.000 description 1
Images
Classifications
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
- B64D33/00—Arrangements in aircraft of power plant parts or auxiliaries not otherwise provided for
- B64D33/02—Arrangements in aircraft of power plant parts or auxiliaries not otherwise provided for of combustion air intakes
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
- F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
- F02C7/00—Features, components parts, details or accessories, not provided for in, or of interest apart form groups F02C1/00 - F02C6/00; Air intakes for jet-propulsion plants
- F02C7/04—Air intakes for gas-turbine plants or jet-propulsion plants
- F02C7/045—Air intakes for gas-turbine plants or jet-propulsion plants having provisions for noise suppression
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Combustion & Propulsion (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- Laminated Bodies (AREA)
Abstract
Полезная модель относится к области авиадвигателестроения, а именно к воздухозаборным устройствам газотурбинных двигателей. Воздухозаборный канал газотурбинного двигателя содержит профилированный цилиндрический патрубок, включающий в себя основание, внутреннюю и среднюю перфорированные обшивки, два слоя сотового заполнителя, передний и задний кольцевые фланцы. Воздухозаборный канал газотурбинного двигателя выполнен с клиновидной вставкой из сотового заполнителя у переднего фланца. Передний фланец представляет собой слоистый ламинат из углеродного препрега и выполнен зацело с профилированным цилиндрическим патрубком. Основание выполнено цельным. Техническим результатом заявленной полезной модели является улучшение характеристик воздушного потока на входе в двигатель и снижение массы газотурбинного двигателя. 2 ил.The utility model relates to the field of aircraft engine manufacturing, namely, to air intake devices of gas turbine engines. The air intake channel of the gas turbine engine contains a profiled cylindrical pipe, including a base, inner and middle perforated sheathing, two layers of honeycomb core, front and rear ring flanges. The air intake channel of the gas turbine engine is made with a wedge-shaped insert made of honeycomb core at the front flange. The front flange is a laminated carbon prepreg laminate and is made integrally with a profiled cylindrical pipe. The base is made integral. The technical result of the claimed utility model is to improve the characteristics of the air flow at the engine inlet and reduce the weight of the gas turbine engine. 2 ill.
Description
Полезная модель относится к области авиадвигателестроения, а именно к воздухозаборным устройствам газотурбинных двигателей.The utility model relates to the field of aircraft engine manufacturing, namely, to air intake devices of gas turbine engines.
Наиболее близким по технической сущности к заявленной полезной модели, принятым за прототип, является воздухозаборный канал газотурбинного двигателя, содержащий профилированный цилиндрический патрубок, включающий в себя основание, внутреннюю и среднюю перфорированные обшивки, два слоя сотового заполнителя, передний и задний кольцевые фланцы (Патент RU №2297369, МПК B64D 33/02, опубл. 20.04.2007).The closest in technical essence to the claimed utility model adopted for the prototype is the air intake channel of a gas turbine engine containing a profiled cylindrical pipe that includes a base, inner and middle perforated cladding, two layers of honeycomb core, front and rear ring flanges (Patent RU No. 2297369, IPC B64D 33/02, published on 04/20/2007).
Недостатком известного устройства является снижение воздушного потока на входе в двигатель за счет стыковых соединений по каналу воздушного тракта и увеличения массы за счет крепежных элементов.A disadvantage of the known device is the reduction of air flow at the engine inlet due to the butt joints along the air duct channel and the increase in mass due to the fasteners.
Техническим результатом заявленной полезной модели является улучшение характеристик воздушного потока на входе в двигатель и снижение массы газотурбинного двигателя.The technical result of the claimed utility model is to improve the characteristics of the air flow at the engine inlet and reduce the weight of the gas turbine engine.
Заявленный технический результат достигается тем, что воздухозаборный канал газотурбинного двигателя, содержащий профилированный цилиндрический патрубок, включающий в себя основание, внутреннюю и среднюю перфорированные обшивки, два слоя сотового заполнителя, передний и задний кольцевые фланцы, согласно полезной модели воздухозаборный канал выполнен с клиновидной вставкой из сотового заполнителя у переднего фланца, а основание выполнено цельным, при этом передний фланец представляет собой слоистый ламинат из углеродного препрега и выполнен зацело с профилированным цилиндрическим патрубком.The claimed technical result is achieved in that the air intake channel of a gas turbine engine containing a profiled cylindrical nozzle including a base, inner and middle perforated sheaths, two layers of honeycomb core, front and rear annular flanges, according to a utility model, the air intake duct is made with a wedge-shaped insert from a honeycomb filler at the front flange, and the base is solid, while the front flange is a laminated carbon prepreg laminate formed integrally with a profiled cylindrical nozzle.
Выполнение воздухозаборного канала газотурбинного двигателя с клиновидной вставкой из сотового заполнителя у переднего фланца, выполненный зацело с профилированным цилиндрическим патрубком и конструкция которого представляет собой слоистый ламинат из углеродного препрега, а также выполнение основания цельным позволяет улучшить характеристики воздушного потока на входе в двигатель за счет отсутствия стыковых соединений по каналу воздушного тракта, а также снизить массу газотурбинного двигателя за счет уменьшения крепежных элементов.The implementation of the intake channel of a gas turbine engine with a wedge-shaped insert made of honeycomb core at the front flange, made integrally with a profiled cylindrical pipe and the design of which is a layered laminate of carbon prepreg, as well as the implementation of a solid base allows to improve the characteristics of the air flow at the engine inlet due to the absence of butt joints connections through the air duct, as well as reduce the weight of the gas turbine engine by reducing the fasteners comrade
На фиг. 1 представлен общий вид воздухозаборного канала газотурбинного двигателя.In FIG. 1 shows a General view of the intake channel of a gas turbine engine.
На фиг. 2 представлен воздухозаборный канал газотурбинного двигателя в разрезе.In FIG. 2 shows a sectional view of the intake channel of a gas turbine engine.
Конструкция воздухозаборного канала газотурбинного двигателя (фиг. 1 и фиг. 2) содержит профилированный цилиндрический патрубок 1, включающий в себя основание 2, выполненное цельным, внутреннюю 3 и среднюю 4 перфорированные обшивки, два слоя 5 и 6 сотового заполнителя, передний 8 и задний 7 кольцевые присоединительные фланцы. Слой 5 сотового заполнителя расположен между внутренней 3 и средней 4 перфорированными обшивками. Слой 6 сотового заполнителя расположен между основанием 2 и средней перфорированной обшивкой. Передний фланец 8 представляет собой слоистый ламинат из углеродного препрега и выполнен зацело с профилированным цилиндрическим патрубком 1. Воздухозаборный канал также выполнен с клиновидной вставкой 9 из сотового заполнителя, расположенной у переднего 8 фланца.The design of the intake channel of the gas turbine engine (Fig. 1 and Fig. 2) contains a profiled
Воздухозаборный канал газотурбинного двигателя работает следующим образом.The air intake channel of the gas turbine engine operates as follows.
При работе двигателя снижение шума на пути его распространения по воздухозаборному каналу с двухслойной (слои 5 и 6) сотовой звукопоглощающей конструкцией от источника (ступени вентилятора) до переднего 8 фланца воздухозаборного канала происходит за счет рассеяния энергии акустического излучения в замкнутых полостях, образованных ячейками (слоями 5 и 6) сотового заполнителя и обшивками 3, 4, и в соединяющих их с воздухозаборным каналом отверстиях перфорации, а также потери энергии в многочисленных протоках, образованных отверстиями перфорации, при этом двухслойная сотовая звукопоглощающая конструкция эффективно снижает шум в широкой области частот.When the engine is running, noise reduction along the path of its propagation through the air intake channel with a two-layer (
Оболочки (ламинаты) канала воздухозаборника изготавливаются методом роботизированной выкладки слоев ткани, пропитанной полимерным связующим и проходят режим формования до склейки с сотовым заполнителем. После укладки оболочек и сотовых заполнителей, происходит выкладка по переднему и заднему торцам слоев ткани пропитанной полимерным связующим и перекрытие слоями ткани пропитанной полимерным связующим стыков секторов наружной оболочки. После укладки оболочек, сотового заполнителя и подмотки происходит формование корпуса воздухозаборника.Shells (laminates) of the air intake duct are made by robotic layering of fabric layers impregnated with a polymer binder and undergo a molding mode prior to gluing with honeycomb core. After laying the shells and honeycomb aggregates, the layers of fabric impregnated with a polymer binder are laid out at the front and rear ends of the layers and the layers of the fabric impregnated with a polymer binder overlap the joints of the outer shell sectors. After laying the shells, honeycomb core and reeling, the air intake body is molded.
После режима формования происходит механообработка канала воздухозаборника.After the molding mode, the machining of the air intake channel occurs.
Преимуществом заявленной конструкции канала воздухозаборника является отсутствие стыковых соединений, что улучшает характеристики воздушного потока на входе в двигатель.An advantage of the claimed design of the air intake duct is the absence of butt joints, which improves the characteristics of the air flow at the engine inlet.
Claims (1)
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2017130568U RU180269U1 (en) | 2017-08-29 | 2017-08-29 | Gas turbine engine intake duct |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2017130568U RU180269U1 (en) | 2017-08-29 | 2017-08-29 | Gas turbine engine intake duct |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU180269U1 true RU180269U1 (en) | 2018-06-07 |
Family
ID=62560844
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2017130568U RU180269U1 (en) | 2017-08-29 | 2017-08-29 | Gas turbine engine intake duct |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU180269U1 (en) |
Citations (4)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2297369C2 (en) * | 2004-06-08 | 2007-04-20 | Открытое акционерное общество "Авиационный комплекс им. С.В. Ильюшина" | Air intake passage for flying vehicle engine |
RU2445237C2 (en) * | 2006-03-24 | 2012-03-20 | Эрсель | Turbojet engine nacelle air intake downstream element and turbojet engine nacelle with said element |
EP2321510B1 (en) * | 2008-07-30 | 2013-07-03 | Aircelle | Air intake structure of a turbojet engine nacelle with pneumatic anti-icing |
US8794572B2 (en) * | 2011-06-17 | 2014-08-05 | Airbus Operations S.A.S. | Air intake of an aircraft nacelle that incorporates a reinforced lip with a defrost system by joule-effect |
-
2017
- 2017-08-29 RU RU2017130568U patent/RU180269U1/en active
Patent Citations (4)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2297369C2 (en) * | 2004-06-08 | 2007-04-20 | Открытое акционерное общество "Авиационный комплекс им. С.В. Ильюшина" | Air intake passage for flying vehicle engine |
RU2445237C2 (en) * | 2006-03-24 | 2012-03-20 | Эрсель | Turbojet engine nacelle air intake downstream element and turbojet engine nacelle with said element |
EP2321510B1 (en) * | 2008-07-30 | 2013-07-03 | Aircelle | Air intake structure of a turbojet engine nacelle with pneumatic anti-icing |
US8794572B2 (en) * | 2011-06-17 | 2014-08-05 | Airbus Operations S.A.S. | Air intake of an aircraft nacelle that incorporates a reinforced lip with a defrost system by joule-effect |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
CA2917694C (en) | Sound wave guide for use in acoustic structures | |
CA2852436C (en) | Acoustic panel | |
JP6495280B2 (en) | Noise absorbing structure with honeycomb having internal partition walls | |
RU2457344C2 (en) | Helicopter gas turbine engine noise killer and engine equipped with said noise killer | |
US10961913B2 (en) | Acoustic liners for use in a turbine engine | |
US7963362B2 (en) | Acoustic panel having a variable acoustic characteristic | |
US7784283B2 (en) | Sound-absorbing exhaust nozzle center plug | |
US11325718B2 (en) | Aircraft propulsion system assembly including one or more acoustic panels | |
US7661261B2 (en) | Acoustic flow straightener for turbojet engine fan casing | |
US9994302B2 (en) | Element for sound absorption mounted on aircraft components | |
DE602005001519D1 (en) | Noise reduction arrangement for aircraft gas turbine | |
US20210215122A1 (en) | Output cone of an aircraft propulsive assembly forming an acoustic treatment system with at least two degrees of freedom | |
US10253727B2 (en) | Backside acoustic treatment of nacelle structural fittings | |
CN103987624A (en) | Air intake structure for turbojet engine nacelle | |
RU180269U1 (en) | Gas turbine engine intake duct | |
RU2297369C2 (en) | Air intake passage for flying vehicle engine | |
CN212724716U (en) | Silencing device and silence pipeline that has it | |
US20220099022A1 (en) | Noise reducing device having an obliquely pierced honeycomb structure | |
CN113895098A (en) | Acoustic liner, method of manufacture, power propulsion system, and honeycomb core | |
CN113958415B (en) | Noise reduction lining and aircraft engine | |
CN113898476B (en) | Acoustic liner, dynamic propulsion system and inlet plate set | |
RU100141U1 (en) | DEVICE FOR REDUCING THE NOISE OF A TURBOREACTIVE ENGINE | |
US11965425B2 (en) | Airfoil for a turbofan engine | |
CN114730559A (en) | Sound attenuation panel and method for manufacturing same | |
RU2004111338A (en) | NOISE SILENCING DEVICE IN A TURBOREACTIVE TWO-CIRCUIT ENGINE |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
QZ91 | Changes in the licence of utility model |
Effective date: 20180706 |
|
QZ91 | Changes in the licence of utility model |
Effective date: 20180924 |
|
QZ91 | Changes in the licence of utility model |
Effective date: 20180924 |
|
QZ91 | Changes in the licence of utility model |
Effective date: 20180706 |
|
QZ91 | Changes in the licence of utility model |
Effective date: 20180706 |
|
QZ91 | Changes in the licence of utility model |
Effective date: 20180924 |
|
QZ91 | Changes in the licence of utility model |
Effective date: 20180924 |
|
QZ91 | Changes in the licence of utility model |
Effective date: 20180706 |