RU2096631C1 - Gas-turbine engine exhaust unit - Google Patents
Gas-turbine engine exhaust unit Download PDFInfo
- Publication number
- RU2096631C1 RU2096631C1 RU94028910/06A RU94028910A RU2096631C1 RU 2096631 C1 RU2096631 C1 RU 2096631C1 RU 94028910/06 A RU94028910/06 A RU 94028910/06A RU 94028910 A RU94028910 A RU 94028910A RU 2096631 C1 RU2096631 C1 RU 2096631C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- fairing
- gas
- turbine engine
- struts
- cuffs
- Prior art date
Links
Abstract
Description
Изобретение относится к области авиации, в частности конструкции выходных устройств газотурбинных двигателей (ГТД), но может быть использовано в любых конструкциях, работающих в горячих средах. The invention relates to the field of aviation, in particular the design of the output devices of gas turbine engines (GTE), but can be used in any structures operating in hot environments.
Существующие выходные устройства и опоры ГТД, выполненные в виде наружного корпуса и внутреннего обтекателя, соединенных между собой стойками при помощи манжет или с одной манжетой, а второй конец стойки жестко соединен с внутренним обтекателем. Existing output devices and GTE supports, made in the form of an outer casing and an internal fairing, interconnected by struts using cuffs or with one cuff, and the second end of the rack is rigidly connected to the internal fairing.
Известно техническое решение (см. GB, патент 1222902, кл. F 02 K 1/04, 1971). A technical solution is known (see GB, patent 1222902, class F 02 K 1/04, 1971).
Недостатком известного технического решения является невысокая эластичность конструкции и отсутствие элементов, воспринимающих вибрационные нагрузки при работе ГТД, низкая надежность, разрушение конструкции. A disadvantage of the known technical solution is the low elasticity of the structure and the absence of elements that perceive vibration loads during operation of the gas turbine engine, low reliability, structural failure.
Задачей изобретения является устранение указанных недостатков, а именно повышение надежности работы выхлопного устройства газотурбинного двигателя. The objective of the invention is to remedy these disadvantages, namely improving the reliability of the exhaust device of a gas turbine engine.
Решение указанной задачи достигается тем, что в выходном устройстве газотурбинного двигателя, содержащем наружный корпус, внутренний обтекатель, выполненный с равнорасположенными по окружности отверстиями, в которые установлены манжеты, выполненные по форме наружного профиля стоек, входящих радиально с зазором через манжеты внутрь обтекателя и соединенных с внутренним обтекателем при помощи Z-образных тонкостенных демпферов. The solution to this problem is achieved by the fact that in the output device of the gas turbine engine containing the outer casing, the inner fairing is made with holes equally spaced around the circumference, in which cuffs are installed, made according to the shape of the outer profile of the struts, radially entering with a clearance through the cuffs inside the fairing and connected to internal cowling with Z-shaped thin-walled dampers.
При нагревании стоек имеют место температурные перемещения и при отсутствии достаточных компенсаторов вызывают разрушение конструкции. When the racks are heated, temperature movements take place and, in the absence of sufficient compensators, cause structural damage.
Z-образные тонкостенные манжеты за счет прогиба компенсируют температурные расширения стоек и, таким образом, предотвращают разрушение конструкции. Z-shaped thin-walled cuffs due to the deflection compensate for the thermal expansion of the struts and, thus, prevent the destruction of the structure.
Кроме того, манжеты на внутреннем обтекателе, имеющие отверстия, которые повторяют профиль стоек, но не соединены с ними, воспринимают колебания стоек, неизбежные в газовом потоке. In addition, cuffs on the inner fairing, having openings that repeat the profile of the struts but are not connected to them, perceive vibrations of the struts that are inevitable in the gas stream.
Изобретение поясняется чертежом, на котором изображено поперечное сечение выходного устройства. The invention is illustrated in the drawing, which shows a cross section of the output device.
Выходное устройство содержит наружную обечайку 1, внутренний обтекатель 2, которые соединены между собой стойками 3, радиально входящими в отверстия манжет 6 с небольшим зазором. The output device contains an outer shell 1, an inner fairing 2, which are interconnected by uprights 3 radially entering the holes of the cuffs 6 with a small gap.
В канале между наружной обечайкой 1, внутренним обтекателем 2 и стойками 3 протекает горячий газ. In the channel between the outer shell 1, the inner fairing 2 and the uprights 3, hot gas flows.
Для компенсации температурных перемещений каждая стойка 3 оснащена верхней манжетой 4, жестко закрепленной в наружной обечайке 1, и Z-образными демпферами 5, расположенными внутри внутреннего обтекателя 3 и не омываемыми потоками горячего газа, что значительно повышает их прочность. To compensate for temperature movements, each rack 3 is equipped with an upper cuff 4, rigidly fixed in the outer shell 1, and Z-shaped dampers 5 located inside the inner fairing 3 and not washed by the flow of hot gas, which significantly increases their strength.
Конструкция Z-образных демпферов 5 позволяет компенсировать тепловые перемещения стойки за счет прямых участков, перпендикулярных оси стойки. The design of the Z-shaped dampers 5 allows you to compensate for the thermal displacement of the rack due to the straight sections perpendicular to the axis of the rack.
Манжета 6 гасит колебания стойки за счет оптимального зазора между стойкой 3 и манжетой 6. The cuff 6 dampens the vibration of the rack due to the optimal clearance between the rack 3 and the cuff 6.
Предлагаемый метод компенсации температурных расширений и гашения вибраций может быть использован в любых конструкциях с циклическим подводом тепла. The proposed method of compensating for thermal expansions and damping vibrations can be used in any designs with cyclic heat input.
Claims (1)
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU94028910/06A RU2096631C1 (en) | 1994-07-28 | 1994-07-28 | Gas-turbine engine exhaust unit |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU94028910/06A RU2096631C1 (en) | 1994-07-28 | 1994-07-28 | Gas-turbine engine exhaust unit |
Publications (2)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU94028910A RU94028910A (en) | 1996-05-27 |
RU2096631C1 true RU2096631C1 (en) | 1997-11-20 |
Family
ID=20159276
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU94028910/06A RU2096631C1 (en) | 1994-07-28 | 1994-07-28 | Gas-turbine engine exhaust unit |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU2096631C1 (en) |
Cited By (2)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2558171C2 (en) * | 2010-10-18 | 2015-07-27 | Сименс Акциенгезелльшафт | Gas turbine annular diffuser |
RU183942U1 (en) * | 2018-04-02 | 2018-10-09 | Публичное Акционерное Общество "Одк-Сатурн" | EXHAUST DEVICE FOR A SHIP GAS TURBINE ENGINE |
-
1994
- 1994-07-28 RU RU94028910/06A patent/RU2096631C1/en active
Non-Patent Citations (1)
Title |
---|
1. GB, патент, 1222902, кл. F 02 K 1/04, 1971. 2. Скубачевский Г.С. Авиационные газотурбинные двигатели, конструкция и расчет деталей. - М.: Машиностроение, 1969, с. 437. * |
Cited By (3)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2558171C2 (en) * | 2010-10-18 | 2015-07-27 | Сименс Акциенгезелльшафт | Gas turbine annular diffuser |
US9441502B2 (en) | 2010-10-18 | 2016-09-13 | Siemens Aktiengesellschaft | Gas turbine annular diffusor |
RU183942U1 (en) * | 2018-04-02 | 2018-10-09 | Публичное Акционерное Общество "Одк-Сатурн" | EXHAUST DEVICE FOR A SHIP GAS TURBINE ENGINE |
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
RU94028910A (en) | 1996-05-27 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
US7076956B2 (en) | Combustion chamber for gas turbine engine | |
US7448215B2 (en) | Combustion chamber for a gas turbine engine | |
US5272869A (en) | Turbine frame | |
US5292227A (en) | Turbine frame | |
JP6063034B2 (en) | Gas turbine engine fan drive gear system damper | |
JP5738355B2 (en) | Diffuser for the exhaust section of a gas turbine and gas turbine with such a diffuser | |
CN101489870B (en) | Structural nacelle | |
JP5615029B2 (en) | Turbine shell with pin support | |
RU2471122C2 (en) | Gas-turbine engine with annular combustion chamber | |
RU2365773C1 (en) | Anti-icing system for gas turbine engine air intake front edge fairing | |
US20040239050A1 (en) | Device for maintaining joints with sealing leaves | |
RU2309279C2 (en) | Monoblock post-flame stabilizer for afterburner of double-flow turbojet engine and afterburner used in engine | |
RU2707355C2 (en) | Combustion chamber spacer ring with controlled air passage | |
US20060245912A1 (en) | Link device between an enclosure for passing cooling air and a stator nozzle in a turbomachine | |
US7444806B2 (en) | Exhaust system component | |
JPH04259629A (en) | Shround support body for damping | |
US2925998A (en) | Turbine nozzles | |
RU2492117C2 (en) | Turbojet fastener assembly | |
RU2096631C1 (en) | Gas-turbine engine exhaust unit | |
JP2003524733A (en) | Heat shield for hot gas guiding components, especially for structural parts of gas turbines | |
US4302932A (en) | Annular combustor of gas turbine engine | |
US3544233A (en) | Turbine nozzle chamber support arrangement | |
CA1113263A (en) | Double wall combustion chamber for a combustion turbine | |
RU2104398C1 (en) | Gas outlet pipeline | |
RU2399775C2 (en) | Support adjusting device for connection of cases of double-circuit gas-turbine motor |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
PD4A | Correction of name of patent owner | ||
PD4A | Correction of name of patent owner | ||
QZ4A | Changes in the licence of a patent |
Effective date: 19981202 |