RU207079U1 - Корпус разделителя потоков авиационного газотурбинного двигателя - Google Patents
Корпус разделителя потоков авиационного газотурбинного двигателя Download PDFInfo
- Publication number
- RU207079U1 RU207079U1 RU2021107940U RU2021107940U RU207079U1 RU 207079 U1 RU207079 U1 RU 207079U1 RU 2021107940 U RU2021107940 U RU 2021107940U RU 2021107940 U RU2021107940 U RU 2021107940U RU 207079 U1 RU207079 U1 RU 207079U1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- gas turbine
- turbine engine
- flow separator
- aircraft
- flow
- Prior art date
Links
Images
Classifications
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
- F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
- F01D25/00—Component parts, details, or accessories, not provided for in, or of interest apart from, other groups
- F01D25/24—Casings; Casing parts, e.g. diaphragms, casing fastenings
-
- 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
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F04—POSITIVE - DISPLACEMENT MACHINES FOR LIQUIDS; PUMPS FOR LIQUIDS OR ELASTIC FLUIDS
- F04D—NON-POSITIVE-DISPLACEMENT PUMPS
- F04D29/00—Details, component parts, or accessories
- F04D29/40—Casings; Connections of working fluid
- F04D29/52—Casings; Connections of working fluid for axial pumps
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Combustion & Propulsion (AREA)
- Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
Abstract
Полезная модель относится к области газотурбостроения, в частности к модулям компрессора турбомашин, и может быть использована в конструкциях компрессоров газотурбинных двигателей с применением композиционных материалов.Снижение массы конструкции как средство повышения экономической эффективности летательных аппаратов является одной из главных задач авиационной техники.Наиболее широко этому требованию отвечают композиционные материалы на основе высокопрочных волокон, превосходящие по многим параметрам традиционные металлические.Технический результат полезной модели заключается в снижении массы конструкции за счет выполнения корпуса разделителя потоков авиационного газотурбинного двигателя из слоистого композиционного материала.Технический результат достигается тем, что корпус разделителя потоков авиационного газотурбинного двигателя, соединенный с разделителем потоков и выступающий от него вниз по потоку, содержит металлическую входную защитную кромку, формирующую проточную часть газовоздушного тракта.Отличием заявляемой конструкции от прототипа является то, что корпус выполнен из слоистого композиционного материала на основе полимерного связующего и армирующего наполнителя, содержащего синтетические волокна, при этом металлическая защитная кромка установлена на корпусе посредством неразъемного соединения.
Description
Полезная модель относится к области газотурбостроения, в частности к модулям компрессора турбомашин, и может быть использована в конструкциях компрессоров газотурбинных двигателей с применением композиционных материалов.
Снижение массы конструкции как средство повышения экономической эффективности летательных аппаратов является одной из главных задач авиационной техники.
Наиболее широко этому требованию отвечают композиционные материалы на основе высокопрочных волокон превосходящие по многим параметрам традиционные металлические.
Известна конструкция разделителя потоков авиационного газотурбинного двигателя (патент РФ 2674101, заявка №2015148338, дата начала отсчета срока действия патента: 11.04.2014, заявка РСТ FR 2014/050883) содержащая металлическую входную защитную кромку, формирующую проточную часть газовоздушного тракта.
Недостатком описанной конструкции является повышенная весовая характеристика, характеризующаяся применением титана в качестве материала при изготовлении корпуса разделителя потоков авиационного газотурбинного двигателя.
Технический результат полезной модели заключается в снижении массы конструкции за счет выполнения корпуса разделителя потоков авиационного газотурбинного двигателя из слоистого композиционного материала.
Технический результат достигается тем, что корпус разделителя потоков авиационного газотурбинного двигателя содержит металлическую входную защитную кромку, формирующую проточную часть газовоздушного тракта.
Отличием заявляемой конструкции от прототипа является то, что корпус выполнен из слоистого композиционного материала на основе полимерного связующего и армирующего наполнителя содержащего синтетические волокна, при этом металлическая защитная кромка установлена на корпусе посредством неразъемного соединения.
Предложенное устройство поясняется следующими чертежами.
Фиг. 1 - корпус разделителя потоков авиационного газотурбинного двигателя.
Фиг. 2 - изображает часть корпуса разделителя потоков авиационного газотурбинного двигателя содержащего металлическую входную защитную кромку.
Позициями на фигурах обозначены:
1. - корпус разделителя потоков авиационного газотурбинного двигателя (фиг. 1, 2);
2. - металлическую входную защитную кромку (фиг. 1, 2);
3. - переходный участок неразъемного соединения (фиг. 2).
Корпус 1 (фиг. 1, 2) разделителя потоков авиационного газотурбинного двигателя содержит металлическую входную защитную кромку 2 (фиг. 1, 2), формирующую проточную часть газовоздушного тракта.
Корпус 1 (фиг. 1, 2) выполнен из слоистого композиционного материала на основе полимерного связующего и армирующего наполнителя содержащего синтетические волокна, при этом металлическая защитная кромка 2 (фиг. 1, 2) установлена на корпусе 1 (фиг. 1, 2) посредством неразъемного соединения например клееклепанного соединения.
Композитная часть и металлическая защитная кромка имеет переходный участок 3 (фиг. 2) для создания клеевого или клееклепанного соединения.
В зоне крепления композитной части разделителя потоков с другими деталями предусмотрено наличие защитных материалов для предотвращения контактной коррозии.
В местах установки крепежа организовано локальное утолщение слоев для установки упорных втулок и размещения головок винтов крепления или заклепок (не показано).
Работа корпуса разделителя потоков авиационного газотурбинного двигателя заключается в следующем.
Поток воздуха, движущийся после ступени вентилятора по газовоздушному тракту, делится при помощи металлической входной защитной кромки 2 (фиг. 1, 2) корпуса разделителя потоков 1 (фиг. 1, 2) на два потока воздуха, которые после разделения поступают в первый и второй контуры газовоздушного тракта. Проточная часть контуров газовоздушного тракта формируется корпусом разделителя потоков.
Применение заявляемой полезной модели способствует уменьшению массы конструкции разделителя потоков авиационного газотурбинного двигателя за счет применения слоистого полимерного композиционного материала.
Claims (1)
- Корпус разделителя потоков авиационного газотурбинного двигателя, содержащий металлическую входную защитную кромку, формирующую проточную часть газовоздушного тракта, отличающийся тем, что корпус выполнен из слоистого композиционного материала на основе полимерного связующего и армирующего наполнителя, содержащего синтетические волокна, при этом металлическая защитная кромка установлена на корпусе посредством неразъемного соединения.
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2021107940U RU207079U1 (ru) | 2021-03-24 | 2021-03-24 | Корпус разделителя потоков авиационного газотурбинного двигателя |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2021107940U RU207079U1 (ru) | 2021-03-24 | 2021-03-24 | Корпус разделителя потоков авиационного газотурбинного двигателя |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU207079U1 true RU207079U1 (ru) | 2021-10-11 |
Family
ID=78286736
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2021107940U RU207079U1 (ru) | 2021-03-24 | 2021-03-24 | Корпус разделителя потоков авиационного газотурбинного двигателя |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU207079U1 (ru) |
Citations (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2569408C2 (ru) * | 2012-12-07 | 2015-11-27 | Текспейс Аеро С.А. | Передняя часть разделителя осевой турбомашины с антиобледенительным устройством |
| US10156243B2 (en) * | 2015-05-04 | 2018-12-18 | Safran Aero Boosters Sa | Composite splitter lip for axial turbomachine compressor |
| RU2682213C1 (ru) * | 2018-03-21 | 2019-03-15 | Публичное акционерное общество "ОДК - Уфимское моторостроительное производственное объединение" (ПАО "ОДК - УМПО") | Трехконтурный турбореактивный двигатель летательного аппарата |
| RU187972U1 (ru) * | 2018-06-13 | 2019-03-26 | АО "Интер РАО-Электрогенерация" | Входное устройство газовой турбины |
-
2021
- 2021-03-24 RU RU2021107940U patent/RU207079U1/ru active
Patent Citations (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2569408C2 (ru) * | 2012-12-07 | 2015-11-27 | Текспейс Аеро С.А. | Передняя часть разделителя осевой турбомашины с антиобледенительным устройством |
| US10156243B2 (en) * | 2015-05-04 | 2018-12-18 | Safran Aero Boosters Sa | Composite splitter lip for axial turbomachine compressor |
| RU2682213C1 (ru) * | 2018-03-21 | 2019-03-15 | Публичное акционерное общество "ОДК - Уфимское моторостроительное производственное объединение" (ПАО "ОДК - УМПО") | Трехконтурный турбореактивный двигатель летательного аппарата |
| RU187972U1 (ru) * | 2018-06-13 | 2019-03-26 | АО "Интер РАО-Электрогенерация" | Входное устройство газовой турбины |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| US8061997B2 (en) | Damping device for composite blade | |
| US9322282B2 (en) | Fillet for use with a turbine rotor blade tip shroud | |
| EP2930317B1 (en) | A gas turbine inlet | |
| US8075259B2 (en) | Turbine vane airfoil with turning flow and axial/circumferential trailing edge configuration | |
| EP3032083A1 (en) | Cmc oxide-oxide mixer design | |
| Holloway et al. | Energy efficient engine. High pressure compressor detail design report | |
| EP2811138B1 (en) | Vane coupling part structure and jet engine using same | |
| US20140086751A1 (en) | Annulus filler for axial flow machine | |
| US20140271207A1 (en) | Fan blade | |
| US20190257268A1 (en) | Thrust reverser cascade | |
| EP3254953A1 (en) | Thermal insulaton blanket | |
| US20180080478A1 (en) | Airfoil singlets | |
| RU207079U1 (ru) | Корпус разделителя потоков авиационного газотурбинного двигателя | |
| US7090463B2 (en) | Guide vane | |
| US10385868B2 (en) | Strut assembly for an aircraft engine | |
| US10830136B2 (en) | Fan case for use in a turbofan engine, and method of assembling a turbofan engine | |
| US9896963B2 (en) | Coupling part structure for vane and jet engine including the same | |
| US10815804B2 (en) | Turbine engine containment assembly and method for manufacturing the same | |
| US20100047059A1 (en) | Bypass turbojet | |
| WO2014055499A1 (en) | Sheath with extended wings | |
| US10344604B2 (en) | Turbomachine diffuser including flow mixing lobes and method | |
| Sullivan | Energy efficient engine: Fan test hardware detailed design report | |
| Gardner | Energy efficient engine flight propulsion system preliminary analysis and design report | |
| Zhang et al. | A Study of Two Variable Cycle Engine Concepts for High Speed Civil Aircraft | |
| SULLIVAN et al. | The aerodynamic design and performance of the General Electric/NASA EEE fan |