RU1813909C

RU1813909C - Turbojet engine

Info

Publication number: RU1813909C
Authority: RU
Inventors: Александр Федорович Алексеенко; Григорий Петрович Мосталыгин; Евгений Яковлевич Седыкин
Original assignee: Научно-Производственная Кооперативная Фирма "Импульс"
Priority date: 1990-11-05
Filing date: 1990-11-05
Publication date: 1993-05-07

Abstract

Использование: в авиадвигателестрое- нии, в частности в конструкци х турбореак- тивных двигателей (ТРД). Сущность изобретени : в ТРД камера сгорани выполнена секционной, установлена с возможностью вращени , ее кажда секци снабжена профилированной перемычкой, имеющей турбинный профиль, и зубчатыми венцами, передающими вращение на компрессор. Фронтовое устройство выполнено в виде веретенообразного корпуса с чашеобразным перфорированным обтекателем. 4 ил.Usage: in aircraft engine construction, in particular in the construction of turbojet engines (turbojet engines). SUMMARY OF THE INVENTION: In a turbojet engine, the combustion chamber is sectional, rotatably mounted, each section is equipped with a profiled jumper having a turbine profile, and gear rings transmitting rotation to the compressor. The front device is made in the form of a spindle-shaped body with a cup-shaped perforated fairing. 4 ill.

Description

Изобретение относитс к авиадвигате- лестроению, в частности к конструкци м турбореактивных двигателей.The invention relates to aircraft engine building, in particular to turbojet engine designs.

Цель изобретени - повышение эксплуатационных свойств двигател .The purpose of the invention is to improve the performance of an engine.

На фиг. 1 изображен турбореактивный двигатель, продольный разрез; на фиг. 2 - узел I на фиг. 1; на фиг. 3 - сечение А-А на фиг. 2; на фиг. 4 - узел II на фиг. 1.In FIG. 1 shows a turbojet engine, a longitudinal section; in FIG. 2 - node I in FIG. 1; in FIG. 3 is a section AA in FIG. 2; in FIG. 4 - node II in FIG. 1.

Турбореактивный двигатель содержит установленные на валу 1 низконапорный 2 и высоконапорный 3 компрессоры, секционную камеру 4 сгорани с охлаждающим трактом 5, рабочие лопатки 6 и сопло 7. Кажда секци 8 камеры 4 сгорани снабжена газовыми опорами-подп тниками 9 и опорами качени 10, установлена в них с возможностью вращени и св зана с валом 1 посредством зубчатых венцов 11, закрепленных со стороны входа и выхода секции 8 на ее наружной поверхности, а лопатки 6 турбины выполнены заодно с обечайкой 12 и профилированной перемычкой (материал: металлокерамика, изотермическоеThe turbojet engine contains low-pressure 2 and high-pressure 3 compressors mounted on the shaft 1, a sectional combustion chamber 4 with a cooling tract 5, rotor blades 6 and a nozzle 7. Each section 8 of the combustion chamber 4 is equipped with gas support bearings 9 and rolling bearings 10, is installed in them rotatably and connected to the shaft 1 by means of gear crowns 11, mounted on the input and output sides of section 8 on its outer surface, and the turbine blades 6 are integral with the shell 12 and the profiled jumper (material: metal llokeramika, isothermal

пресс-формование) и закреплены на внутренней поверхности секции 8 (шлицеобраз- ное соединение с термокомпенсаторами). Профилированна перемычка 13-раздел ет лопатки 6 по высоте на две части и снабжена воздухоподвод щими каналами 14, сообщающими охлаждающий тракт 5 с проточной частью 15 секции 8, а также обтекателем 16, расположенным соосно с перемычкой 13. Кажда секци 8 снабжена обечайкой 17 и соединена с ней посредством перемычек 18, имеющих турбинный профиль, а в сопле 7 установлен с возможностью вращени конический обтекатель 19, св занный с валом 1 при помощи муфты 20 и снабженный турбинными лопатками 21. compression molding) and are fixed on the inner surface of section 8 (spline-like connection with temperature compensators). The profiled jumper 13 divides the blades 6 into two parts in height and is equipped with air supply channels 14 that communicate with the cooling duct 5 with the flow part 15 of section 8, as well as with a fairing 16 located coaxially with the jumper 13. Each section 8 is provided with a shell 17 and is connected with it by means of jumpers 18 having a turbine profile, and in the nozzle 7 a conical fairing 19 is mounted for rotation, connected to the shaft 1 by means of a coupling 20 and provided with turbine blades 21.

Фронтальное устройство выполнено в виде веретенообразного корпуса 22 с чашеобразным перфорированным обтекателем 23, установленным на патрубке 24, жестко соединенном посредством корпуса 22 с пилонами 25, имеющими турбинный профиль. Соосно с патрубком 24 установлен на внутренних обоймах подшипников 10 качени The front device is made in the form of a spindle-shaped housing 22 with a cup-shaped perforated fairing 23 mounted on a pipe 24, rigidly connected by means of the housing 22 to the pylons 25 having a turbine profile. Coaxially with pipe 24 mounted on the inner race of the bearings 10

елate

сwith

0000

GJ Ю О ОGJ Yu Oh

вал 26, который вл етс несущим элементом входной части секции 8. Соосно с патрубком 24 размещена испарительна трубка 27 с каналами 28 и 29 дл подвода топлива, форсунка 30 и запальна свеча 31.a shaft 26, which is a supporting element of the input part of section 8. An evaporator tube 27 with channels 28 and 29 for supplying fuel, a nozzle 30, and a glow plug 31 are arranged coaxially with the nozzle 24.

Турбореактивный двигатель работает следующим образом.A turbojet engine operates as follows.

При запуске пусковое топливо (легкие сорта) по каналу 28 подаетс в форсунку 30, после чего воспламен етс свечой 31. После разогрева чашеобразного обтекател 23 подачу топлива увеличивают, осуществл дополнительный подвод топлива к форсунке .30 через канал 29. В качестве топлива могут быть использованы его т желые сорта . Продукты сгорани поступают на лопатки 6 турбины и, обтека их, на перемычку 13 и обтекатель 16, привод т во вращение секции 8 камеры 4 сгорани , установленные в опорах 10 и газовых опорах 9, Крут щий момент при помощи зубчатых колес 11с шевронным зацеплением передаетс на вал 1, который вместе с установленным на нем низконапорным 2 и высоконапорным 3 компрессорами приходит во вращение. После секции 8 камеры 4 сгорани продукты сгорани поступают на турбинные лопатки 21, установленные на коническом обтекателе 19 и далее направл ютс в сопло 7. Охлаждение лопаток 6 турбины осущствл етс путем подачи воздуха из охлаждающего тракта 5 по воздухоподвод щим каналам 14.At start-up, starting fuel (light grades) is fed through the channel 28 to the nozzle 30, after which it is ignited by the candle 31. After heating the bowl-shaped cowl 23, the fuel supply is increased by additional fuel supply to the nozzle .30 through the channel 29. As fuel, can be used its heavy grades. The combustion products enter the turbine blades 6 and, flowing around them, to the jumper 13 and the fairing 16, rotate the sections 8 of the combustion chamber 4, installed in the supports 10 and gas supports 9, The torque is transmitted via chevron gears 11 with chevron gear to shaft 1, which, together with the low-pressure 2 and high-pressure 3 compressors installed on it, comes into rotation. After section 8 of the combustion chamber 4, the combustion products enter the turbine blades 21 mounted on the conical cowl 19 and then go to the nozzle 7. The turbine blades 6 are cooled by supplying air from the cooling duct 5 through the air supply ducts 14.

Размещение секций на подшипниках 10 со стороны входа и на газовых опорах 9 со стороны выхода обеспечивает улучшение технологичности изготовлени секций, по- вышает эксплуатационные свойства новых газовых опорах. Введение обтекател 16 улучшает газодинамические характеристики рабочего потока из секции 8.Placing the sections on bearings 10 on the inlet side and on the gas supports 9 on the outlet side improves the manufacturability of the sections and improves the operational properties of the new gas bearings. The introduction of the fairing 16 improves the gas-dynamic characteristics of the working stream from section 8.

Claims

The claims

A turbojet engine containing a compressor located on the shaft, rotatably mounted sectional combustion chamber with a front

a device and a jet nozzle, characterized in that, in order to improve operational properties, the engine is equipped with a spindle-shaped cowl mounted in the nozzle, each section of the chamber

the combustion is equipped with a profiled jumper having a turbine profile, with gear rims and a rolling support on the inlet side and an annular gas support-side on the outlet side, the front device is made in the form of a spindle-shaped body with a cup-shaped perforated cowl, the rolling support is installed in the front device case , the cowling is coaxially profiled, and the compressor shaft is connected to the sections of the combustion chamber by means of gear rims.

Aa

Fig.Z