RU2101535C1 - Турбореактивный двигатель - Google Patents

Турбореактивный двигатель Download PDF

Info

Publication number
RU2101535C1
RU2101535C1 RU94031217A RU94031217A RU2101535C1 RU 2101535 C1 RU2101535 C1 RU 2101535C1 RU 94031217 A RU94031217 A RU 94031217A RU 94031217 A RU94031217 A RU 94031217A RU 2101535 C1 RU2101535 C1 RU 2101535C1
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
casing
engine
blower
paragraphs
engine according
Prior art date
Application number
RU94031217A
Other languages
English (en)
Other versions
RU94031217A (ru
Inventor
Линднер Эрнст
Вальтер Триттлер Гвидо
Бритц Клаус
Original Assignee
Мту Моторен-Унд Турбинен-Унион Мюнхен Гмбх
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Мту Моторен-Унд Турбинен-Унион Мюнхен Гмбх filed Critical Мту Моторен-Унд Турбинен-Унион Мюнхен Гмбх
Publication of RU94031217A publication Critical patent/RU94031217A/ru
Application granted granted Critical
Publication of RU2101535C1 publication Critical patent/RU2101535C1/ru

Links

Images

Classifications

    • FMECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02KJET-PROPULSION PLANTS
    • F02K1/00Plants characterised by the form or arrangement of the jet pipe or nozzle; Jet pipes or nozzles peculiar thereto
    • F02K1/54Nozzles having means for reversing jet thrust
    • F02K1/64Reversing fan flow
    • F02K1/66Reversing fan flow using reversing fan blades
    • FMECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02KJET-PROPULSION PLANTS
    • F02K1/00Plants characterised by the form or arrangement of the jet pipe or nozzle; Jet pipes or nozzles peculiar thereto
    • F02K1/28Plants characterised by the form or arrangement of the jet pipe or nozzle; Jet pipes or nozzles peculiar thereto using fluid jets to influence the jet flow
    • YGENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y10TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC
    • Y10STECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y10S415/00Rotary kinetic fluid motors or pumps
    • Y10S415/914Device to control boundary layer

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)

Abstract

Использование: в авиадвигателестроении. Сущность изобретения: в прямоточном воздушно-реактивном двигателе с подающей воздух во вторичный канал воздуходувкой или винтовым вентилятором и с внешним кожухом для воздуходувки и вторичного канала, передний конец кожуха выполнен с входной закраиной, задний конец кожуха выполнен заостренным в виде сопла и по меньшей мере один конец кожуха изменяется с точки зрения эффективной геометрии профиля с помощью отобранного из двигателя, выпущенного на соответствующем конце кожуха сжатого воздуха. 10 з.п. ф-лы, 4 ил.

Description

Изобретение относится к прямоточному воздушно-реактивному двигателю в соответствии с ограничительной частью п. 1 формулы изобретения.
Известен предназначенный для режима полета с дозвуковыми скоростями воздушно-реактивный двигатель, в котором окружающая воздуходувку гондола двигателя имеет механически деформируемую распределенными по периметру парами створок входную закраину [1]
Таким образом, должна иметься возможность выполнения гондолы двигателя в наиболее употребительном режиме маршрутного полета сравнительно обтекаемой и оптимальной с точки зрения расхода топлива, несмотря на это, по возможности должны преобладать критические режимы работы двигателя, например, в фазе взлета /наземный режим, полная нагрузка/, с ярковыраженными срывами потока на внутренней стенке геометрии закраины гондолы /недостаточное, а также аэродинамически нарушенное обеспечение воздухом двигателя/.
Соответствующие пары створок наряду с соответствующим местным утолщением стенки входной закраины должны дополнительно подготавливать снабжаемые воздухом из окружающей среды каналы продувки воздухом или каналы для вдувания воздуха.
Предусмотренное в известном случае расположение створок требует высоких конструктивных и производственных расходов. Наряду с необходимым взаимным разделением объема на отсеки затворки не позволяют ожидать незначительного увеличения веса.
Кроме того, предусмотренное в известном случае автоматическое, статическое управление перепадом давления соответствующих пар створок имеет среди прочего недостаток, заключающийся в сравнительно инертной по времени относительно критического режима характеристике параметра срабатывания, это означает, например, что вытекающее из соответствующего критического режима нагнетание компрессора, пожалуй, не может быть приостановлено своевременно или достаточно спонтанно.
Кроме того, известны предусмотренные исключительно для режима полета с дозвуковыми скоростями реактивные двигатели с закрытым кожухом фронтальными установками или воздушными винтами /винтовыми вентиляторами/, в которых реверсная тяга или режим реверсирования тяги при соответствующей отрицательной установке лопастей воздуходувки создается благодаря тому, что воздух окружающей среды всасывается обычно через экстремально тонкостенный конец соответствующего кожуха, сжимается и в основном обычно выше конца закраины гондолы на фронтальной стороне подготавливается в виде вторичного потока масс для реверсной тяги [2]
Местный со стороны сопла конец хвостовой части соответствующей гондолы состоит из поворачиваемых вокруг проходящих поперек оси двигателя осей вращения створок, которые во вдвинутом конечном положении образуют обычно /горизонтальный или маршрутный полет/ аэродинамически сравнительно обтекаемый конец хвостовой части гондолы со слегка сходящимся/расходящимся контуром сопла, для указанного режима реверсирования тяги, соответствующие створки, должны быть выдвинуты радиально "в виде интерцентра", чтобы подготовить выполненный колокообразно контур сопла, и тем самым снабжение воздухом по возможности без срывов и равномерно по периметру воздуходувки через соплообразный конец хвостовой части гондолы.
Известна закрытая кожухом воздуходувка с воздушным винтом изменяемого шага для прямоточного воздушно-реактивного двигателя [3]
В положении реверсирования тяги воздушного винта изменяемого шага всосанный обратно через сопло канала воздуходувки воздух должен выталкиваться вперед в виде тормозящей реактивной струи и при этом оттесняться в направлении к оси двигателя. Указанное оттеснение должно осуществляться с помощью забранного из компрессора двигателя сжатого воздуха, который выдувается через сопла. Сопла могут быть расположены на центральном, фронтальном носовом конусе или на внутренней стенке кожуха воздуходувки. С целью указанного оттеснения реактивной струи дополнительно могут быть предусмотрены створки.
В основе изобретения лежит задача создания двигателя упомянутого вначале типа /ограничительная часть п. 1 формулы изобретения/, с помощью которого можно оказывать влияние на геометрию стенки гондолы фронтальной и/или хвостовой части при сравнительно низких конструктивных и весовых затратах в соответствии с определенными критическими эксплуатационными требованиями в смысле снабжения воздухом без помех воздуходувки и основанного двигателя и которая одновременно может быть выполнена в соответствии с наиболее употребительным режимом маршрутного полета предельно обтекаемой и оптимальной с точки зрения расхода.
В соответствии с изобретением поставленная задача решена согласно отличительной части п. 1 формулы изобретения.
В соответствии с изобретением можно отказаться от использования створок и механизмов их приведения в действие или перестановки, например, для радиального наружного закругления и утолщения соответствующего конца гондолы.
Это, например, чрезвычайно предпочтительно для упомянутого режима реверсирования тяги с обратным всасыванием дутьевого воздуха через задний конец сопла гондолы, при этом, в принципе, конец хвостовой части со стороны сопла может оставаться для наиболее употребительного режима маршрутного полета, как и прежде аэродинамически обтекаемым и выполненным тонкостенно остро оканчивающимся.
Чисто аэродинамически для реверсирования тяги может создаваться по меньшей мере радиально наружное, соосное со стороны хвостовой части вихревое поле относительно воздушного потока окружающей среды и всасываемого воздушного потока, таким образом, в значительной степени свободный от потерь общего напора всасываемый воздуходувкой воздух, отклоненный вокруг этого вихревого поля, а также равномерно распределенный по периметру, может подаваться в основном к воздуходувке и его незначительная часть к основному двигателю /компрессору/.
При этом на внутренней стороне конца хвостовой части гондолы, например со стороны сопла, могут быть также предусмотрены отверстия, каналы или им подобные для подачи сжатого воздуха, так, что например, с помощью по меньшей мере одной другой образующейся на внутренней стороне конца хвостовой части со стороны сопла несколько ослабленной вихревой зоны чисто аэродинамически образуется в целом практически примерно цилиндрическая или эллиптическая, или каплеобразная в поперечном сечении зона отклонения на всем концевом периметре соответствующего участка стенки гондолы.
Соответственно ярковыраженные вихревые поля могут создаваться, например, с помощью забираемого из компрессора высокого давления основного двигателя сжатого воздуха в смысле чисто аэродинамического, циркулирующего относительно воздушного потока окружающей среды турбулизатора или "интерцентора".
В одном или нескольких подводящих к местам выдувания трубопроводах могут быть расположены клапаны, которые, включая возможный режим реверсирования тяги, могут своевременно приводиться в действие в качестве функции критического режима двигателя или полета, т.е. например, принимая во внимание уже имеющееся нагнетание компрессора.
Последнее крайне предпочтительно относительно фронтального влияния входных закраин для указанных критических фаз.
В использовании изобретения для упомянутого режима реверсирования тяги преимуществом является сдвиг фаз таким образом, что уже в фазе, в которой лопасти воздуходувки переставляются в положение, способствующее реверсированию тяги, или незадолго до этого, уже осуществляется соответственно необходимое воздушное дутье. Впрочем, последнее также является предметом изобретения.
Например, в рамках упомянутого вначале критического случая /фаза взлета, наземное положение и полная загрузка/ соответствующий фронтальный конец или входная закраина на внутренней стороне гондолы может быть утолщена чисто аэродинамически, чтобы противостоять опасности нагнетания компрессором в результате сильно нарушенного набегающего потока, так как устраняются получающиеся там в этом состоянии сравнительно ярковыраженные срывы потока. При этом подача сжатого воздуха относительно направления истечения, количества, напора и скорости осуществляется таким образом, что устраняется также образующееся вниз по течению с внутренней стороны закраины периметра стенки завихрение потока.
Как логично упомянуто, можно давление, количество, скорость и соответственно необходимое направление истечения поданного в виде искусственного спойлера высоконапорного воздуха соответственно приспосабливать к местным условиям; при этом в соответствии с изобретением местное равномерное или неравномерное распределение по периметру, например, освобождаемых или запираемых отверстий, прорезей, окон в местной внутренней или внешней оболочке гондолы или в смещаемых или поворачиваемых относительно друг друга направляющих или подающих воздух элементах.
Изобретение включает фронтальное влияние гондолы или закраины или влияние хвостовой части гондолы при режиме реверсирования тяги в смысле специального обратного выполнения закраины для себя или в общем случае использования в реактивном двигателе.
Предпочтительные усовершенствования основной идеи изобретения в соответствии с пунктом 1 формулы изобретения вытекают, впрочем, в детальной характеристике из признаков пунктов 2-11 формулы изобретения.
На фиг. 1 изображено схематично участками, а также в виде диаметрального сечения расположение фронтальной воздуходувки на двигателе с чисто аэродинамически оптимизированным влиянием набегающего потока на заднем конце оболочки при режиме реверсирования тяги; на фиг. 2 изображенный детально и в увеличенном масштабе участок, закрепленный на крутильном коробе в соответствии с фиг. 1 наружной стенки заднего конца оболочки, а также с тремя следующими друг за другом рядами различно наклоненных продувочных отверстий; на фиг. 3
в виде диаметрального разреза участок гондолообразного кожуха воздуходувки с передним в данном случае, образующим входную закраину концом кожуха, и с местным наружным со стороны поверхности выпускном сжатого воздуха и оптимизированном с этим набегающим потоком в случае состояния самолета при полной нагрузке двигателя; на фиг. 4 изменение фиг. 1 показывает, что на заднем конце кожуха предусмотрена регулируемая кольцевая направляющая система с точки зрения направления истечения сжатого воздуха.
Фиг. 1 наглядно показывает, главным образом, фронтальную воздуходувку 1 или винтовой вентилятор газотурбинного реактивного двигателя с переставляемыми в соответствии с требуемыми нагрузочными и мощностными характеристиками вокруг осей вращения 2 лопастями 3 воздуходувки. Лопасти 3 воздуходувки с положительными положениями для создания тяги могут поворачиваться в такое отрицательное положение, что возможен режим реверсирования тяги, причем фронтальная воздуходувка 1 всасывает воздух окружающей среды из области расположенного вниз по течению конца 4 оболочки гондолообразного кожуха 5, при этом реверсивная тяга образуется с помощью истекающего вверх по течению из фронтальной воздуходувки 1 массового потока 6, оставшаяся часть всасанного обратно двигателем воздуха истекает в кольцевой канал 8, который на стороне подачи соединен с основным двигателем.
В нормальном случае фронтальная воздуходувка 1 подает воздух преимущественно во вторичный канал 9, который выполнен в кольцевой форме между кожухом 5 и стенкой 10 кожуха основного двигателя. Оставшаяся часть поданного фронтальной воздуходувкой 1 воздуха попадает через кольцевой канал 8 в основной двигатель. Выходящий остроконечно по течению конец 4 кожуха 5 образует в нормальном случае /создание тяги/ вместе с радиально ближайшим участком стенки 1 кожуха стационарное кольцеобразное вторичное реактивное сопло для подготовленного фронтальной воздуходувкой 1 потока масс.
Чтобы теперь соответствующий задний конец 4 кожуха можно было выполнить для наиболее употребительного режима маршрутного полета обтекаемым или заостренным и оптимальным с точки зрения расхода и чтобы несмотря на это преобладали аэродинамические требования, предъявляемые к описанному режиму реверсирования тяги, на фиг. 1 предусмотрена подача сжатого воздуха со стороны наружной и внутренней стенок, а именно, в соответствии с направлениями стрелок F1, F2 и т.д. /наружу/ и в соответствии со стрелками D1, D2 /внутрь/.
Последовательность выпуска F1, F2 и т.д. способствует созданию проходящему примерно осесимметрично относительно оси двигателя или воздуходувки вихревого поля W, W1 на внешней стороне конца 4 кожуха вниз по течению, последовательность выпуска D1, D2 может создать дополнительно несколько ослабленную вихревую зону W2 на внутренней стороне, а также усилить обратный эффект всасывания, резкое проявление вихревого поля W, W1 при необходимости может усиливаться из последовательностей выпуска F1, F1 и т.д. или противоположно направленным выпуском F'.
Следовательно, в соответствии с линией обтекания протекающей вдоль при режиме реверсирования тяги, в частности, на участке или в зоне периметра кожуха 5 воздух окружающей среды почти без срывов и в смысле плавно закругленного отклонения вокруг заостренного конца 4 кожуха находится в распоряжении фронтальной воздуходувки 1 в виде всасываемого воздуха.
Аналогичное касается всасываемых при этом режиме реверсирования тяги сбоку /стрелка H/ или сбоку сзади /стрелка K/ частей воздуха, приток которых благодаря упомянутому выпуску также является гомогенным, т.е. в значительной степени без срывов, так что в целом возможно достигаемое с крайне незначительными потерями напора снабжение воздуходувки 1 воздухом при режиме реверсирования тяги.
Не показанный на фиг. 1 4 более детально основной двигатель может состоять по очереди, если смотреть слева направо, из многоступенчатого компрессора высокого давления, кольцевой камеры сгорания, приводной турбины компрессора высокого давления, после приводной турбины может быть включена турбина низкого давления и с помощью проходящего через систему полых валов частей высокого давления вала сочленена с фронтальной воздуходувкой 1, кроме того, одна или несколько дополнительных ступеней компрессора, приводимых в действие валопроводом фронтальной воздуходувки 1, могут быть включены перед компрессором высокого давления, кроме того, между валопроводом системы низкого давления и винтом фронтальной воздуходувки может быть включен редуктор.
Лопасти 3 фронтальной воздуходувки 1 расположены со стороны ступицы на центральном теле 11 с возможностью перестановки. Дутьевой воздух может отбираться, например, из компрессора высокого давления и подаваться по меньшей мере по одному трубопроводу 12 для отбора, в данном случае этот трубопровод установлен с помощью нескольких полых опорных лопастей 13, которые выступают через вторичный канал 9, часть трубопровода 12 для отбора направлена вниз по течению в крутильный короб 14 и выступает в осевом направлении в камеру 15 конца 4 кожуха вниз по течению.
Ранее уже упомянутое выпускное отверстие, соответствующие направлениям истечения F1, F2, F3 /фиг. 1/, могут быть позаимствованы из фиг. 2 и обозначены позициями 16 18, а также расположены как в данном случае в наружной стенке 19 конца 4 кожуха.
Можно видеть, что отверстия 16 18, например в виде сверленых отверстий, шлицеобразных отверстий или им подобных, проходят соответственно по-разному относительно друг друга или относительно оси двигателя с различным наклоном операции изнутри вверх наружу.
В соответствии с фиг. 2 наружная стенка 19 жестко соединена с крутильным коробом 14, логично то же самое справедливо в соединении с внутренней стенкой 2 /фиг.1/.
Как функцией состояния двигателя и/или окружающей среды подачей сжатого воздуха можно управлять с помощью клапанов, например соответственно с помощью находящегося в соответствующем трубопроводе 12 для отбора запорного клапана. Впускные отверстия на наружной и/или внутренней стенке 19 (20) конца 4 кожуха могут быть выполнены в виде сверленых отверстий, прорезей или им подобных или также в виде отверстий сита, причем возможны также комбинации указанных конфигураций отверстий.
При использовании одинаковых условных обозначений для неизменных в основном конструктивных деталей фиг. 3 показывают меры, принимаемые для выпуска сжатого воздуха, чтобы оптимизировать случай взлета самолета, в частности при полной нагрузке двигателя. При этом преимущественно представлен конец 21 гондолообразного кожуха 5, если смотреть вверх по течению, сообразно с чем входная окраина имеет по меньшей мере одну камеру 22', в камеру 22' входит конец, расположенный вниз по течению, трубопровода 12' для отбора, который вначале проходит по опорной лопасти 13 /фиг. 1/ и в данном случае затем в направлении к переднему концу 21 кожуха /входной закраине/ через гондолообразный кожух 5.
При этом, например, через отверстия 22 24 сжатый воздух H1, H2, H3 выпускается на наружной стороне закраины, с помощью созданной таким образом вихреобразной напорной подушки должно создаваться утолщенное закругление на закраине, которое охарактеризовано линией прохождения потока st.
Таким образом, в частности, относительно протекающих сзади или сбоку сзади частей всасываемого воздуха A1, A2, распределенных по всему периметру закраины, может осуществляться равномерно, по возможности без срывов и с небольшими потерями напора нагружение фронтальной воздуходувки всасываемым воздухом.
Указанным в качестве примера образом конец 21 кожуха вверх по течению может выполняться с соответствующей геометрией закраины с точки зрения критериев режима маршрутного полета, т.е. обтекаемым, с небольшими потерями с точки зрения аэродинамики, легким по весу и оптимальным с точки зрения расхода.
В соответствии с изобретением, не показанным более детальным образом, можно дополнительно или для воздуходувки предусматривать на внутренней стороне закраины переднего конца 21 кожуха отверстия таким образом, чтобы устранялись появляющиеся там срывы воздушного потока. Подобного рода срывы потока появляются преимущественно в нижней зоне закраины и гондолы на внутренней стороне, если самолет находится в режиме полной нагрузки двигателя и в фазе взлета, незадолго до отрыва от взлетной полосы, при одновременно ярковыраженном наклонном положении относительно взлетной полосы.
При этом в соответствии с изобретением можно ограничивать расположение упомянутых ранее отверстий с целью вдувания со стороны входа сжатого воздуха к внутренней стороне геометрии закраины-гондолы местной нижней зоной периметра.
Кроме того, можно упомянутые меры и устройства в соответствии с фиг. 1 - 3 предусматривать в подобного рода двигателя с воздуходувкой в комбинации.
В соответствии с фиг. 4, в другом измерении варианта выполнения в соответствии с фиг. 1 и 2 может быть предусмотрен переменный с точки зрения направлений источник L1, L2, L3 выпуск сжатого воздуха. Для этого по меньшей мере одна камера 15 в заднем конце 4 кожуха имеет разделенный на участки, простирающийся по периметру кольцевой трубопровод 25, соответствующие участки этого кольцевого трубопровода 25 расположены с возможностью поворота вокруг их продольных осей, причем продольные оси или оси вращения 27' проходят поперек оси двигателя или воздуходувки.
Кольцевой трубопровод 25 отгорожен с помощью перегородок 26, 27 относительно камер 15. Трубопровод 12 для отбора сжатого воздуха введен через перегородку 26 в кольцевой трубопровод 25. Целесообразным образом трубопровод 12 для отбора может проводится к соответствующему месту кольцевого трубопровода, в котором выполнена вращающаяся опора участка трубопровода.
Кроме того, кольцевой трубопровод 25 имеет продольные шлицы 27'' для выпуска сжатого воздуха, сопряженные с ними, однако, имеющие большую ширину или большой размер щели щлицевые отверстия 28 расположены в наружной стенке 19 заднего элемента 4 стенки, так что между L1 и L2 возможен регулируемый по углу и изменяемый в соответствии с эксплуатационными критериями выпуск сжатого воздуха.
В примере выполнения в соответствии с фиг. 4 с помощью расположенного примерно в середине выпуска 3 сжатого воздуха и движущегося с ним вихревого поля W4, W5 чисто аэродинамически достигается поверхностное утолщение и закругление, которое приводит в хвостовой части к притеканию E1, E2 и отклонению потока без срывов, с исключением недостатков неблагоприятного для подобного рода режима реверсирования тяги, однако благоприятного для режима маршрутного полета, заостренного и обтекаемого конца 4 кожуха.
Чтобы в управлении упомянутыми вначале критическими случаями добиться одновременно экстремально обтекаемой, оказывающей незначительное сопротивление и оптимальной с точки зрения расхода для режима маршрутного полета конфигурации, в частности передней и задней структуры 21 или 4 кожуха, имеется возможность осуществления с помощью имеющихся на соответствующих концах 21, 4 отверстий, например 22, 23 и 24 /фиг. 3/ или 16, 17, 18 /фиг. 2/, отсасывания воздушного граничного слоя с условием, что первоначально расположенному вверх по течению при нагружении сжатым воздухом концу по меньшей мере одного трубопровода 12 или 12' вместо высокого давления в соответствии с отбираемым, например, из компрессора высокого давления сжатым воздухом подается сравнительно низкое давление, которое должно было бы и быть ниже статического давления окружающей среды, которое преобладает на переднем 21 или заднем 4 конце кожуха.

Claims (11)

1. Турбореактивный двигатель с подающей воздух во вторичный канал воздуходувкой или винтовым вентилятором и с наружным кожухом для воздуходувки и вторичного канала, в котором передний конец кожуха выполнен с входной закраиной, задний конец кожуха выполнен заостренным в виде сопла, а эффективная геометрия профиля по меньшей мере на одном конце кожуха может изменяться посредством сжатого воздуха, отбираемого из двигателя и выпускаемого на соответствующем конце кожуха, отличающийся тем, что предусмотрены выпускные отверстия, расположенные на наружной стороне соответствующего конца канала, причем устройство управления разрешает выпуск сжатого воздуха только в том случае, когда соответствующий конец кожуха служит впуском для потока.
2. Двигатель по п. 1, отличающийся тем, что дополнительно к продувочным отверстиям на наружной стороне также на внутренней стороне соответствующего конца канала предусмотрены продувочные отверстия для воздуха высокого давления.
3. Двигатель по п. 1 или 2, отличающийся тем, что выпускные отверстия сообщены с камерами для сжатого воздуха, расположенными на конце кожуха.
4. Двигатель по одному или нескольким пп. 1 3, отличающийся тем, что несколько различно наклоненных к оси воздуходувки или двигателя проходных отверстий расположены на наружной стороне соответствующего конца кожуха и образуют одну проходящую примерно осесимметрично в направлении окружности вихревую зону относительно всасываемого воздушного потока.
5. Двигатель по одному или нескольким пп. 1 4, отличающийся тем, что выпускные отверстия образованы шлицами, сверленными отверстиями или элементами стенки в виде отверстий сетки или комбинацией упомянутых видов отверстий.
6. Двигатель по одному или нескольким пп. 1 5, отличающийся тем, что предусмотрен по меньшей мере один соединенный предпочтительно с компрессором высокого давления двигателя трубопровод для отбора, который соединен по меньшей мере с одной камерой в соответствующем конце и который проходит через выступающую за пределы вторичного канала опорную лопасть или промежуточную опору (пилон).
7. Двигатель по одному или нескольким пп. 1 6, отличающийся тем, что для подачи сжатого воздуха предусмотрен один или несколько простирающихся по периметру в соответствующем конце кожуха кольцевых трубопроводов, выполненных с возможностью поворота вместе с выпускными отверстиями вокруг проходящих поперек оси воздуходувки или двигателя осей вращения.
8. Двигатель по одному или нескольким пп. 1 7, отличающийся тем, что выпускные отверстия выполнены с возможностью юстировки с помощью поворачиваемых кольцевых трубопроводов относительно содержащихся в наружной или внутренней стенке шлицевых отверстий с точки зрения изменяемых направлений истечения.
9. Двигатель по одному или нескольким пп. 1 8, отличающийся тем, что в соответствующем трубопроводе для отбора сжатого воздуха расположен управляемый как функция состояния нагрузки и/или состояния окружающей среды запорный клапан.
10. Двигатель по одному или нескольким пп. 1 9, отличающийся тем, что продувочные отверстия дополнительно выполнены в виде отсасывающих отверстий для поданного со стороны стенки граничного воздушного слоя, причем к соответствующему трубопроводу для отбора подается достаточно незначительное относительно места выпуска пониженное давление.
11. Двигатель по одному или нескольким пп. 1 10, отличающийся тем, что управление продувкой сжатого воздуха активируют уже в фазе, в которой лопасти воздуходувки переставляют в положение, соответствующее реверсированию тяги.
RU94031217A 1991-10-15 1992-10-01 Турбореактивный двигатель RU2101535C1 (ru)

Applications Claiming Priority (3)

Application Number Priority Date Filing Date Title
DE4134051A DE4134051C2 (de) 1991-10-15 1991-10-15 Turbinenstrahltriebwerk mit Gebläse
DEP4134051.5 1991-10-15
PCT/EP1992/002274 WO1993008397A1 (de) 1991-10-15 1992-10-01 Turbinenstrahltriebwerk mit gebläse oder prop-fan

Publications (2)

Publication Number Publication Date
RU94031217A RU94031217A (ru) 1995-12-20
RU2101535C1 true RU2101535C1 (ru) 1998-01-10

Family

ID=6442694

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU94031217A RU2101535C1 (ru) 1991-10-15 1992-10-01 Турбореактивный двигатель

Country Status (6)

Country Link
US (1) US5568724A (ru)
EP (1) EP0680557B1 (ru)
JP (1) JPH07500169A (ru)
DE (2) DE4134051C2 (ru)
RU (1) RU2101535C1 (ru)
WO (1) WO1993008397A1 (ru)

Cited By (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2447308C2 (ru) * 2010-07-09 2012-04-10 Федеральное государственное унитарное предприятие "Летно-исследовательский институт имени М.М. Громова" Турбореактивный двухконтурный двигатель с перераспределением энергии потока воздуха на входе
RU2475418C2 (ru) * 2007-08-20 2013-02-20 Эрсель Гондола, оснащенная по меньшей мере одним клапаном избыточного давления
US10975803B2 (en) 2015-07-22 2021-04-13 Safran Aircraft Engines Aircraft comprising a rear fairing propulsion system with inlet stator comprising a blowing function

Families Citing this family (26)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US5904470A (en) * 1997-01-13 1999-05-18 Massachusetts Institute Of Technology Counter-rotating compressors with control of boundary layers by fluid removal
GB2407142B (en) * 2003-10-15 2006-03-01 Rolls Royce Plc An arrangement for bleeding the boundary layer from an aircraft engine
FR2903455B1 (fr) * 2006-07-05 2013-01-18 Airbus France Procede pour inverser la poussee produite par un ensemble propulsif d'un aeronef, dispositif pour sa mise en oeuvre, nacelle equipee dudit dispositif
FR2910056A1 (fr) * 2006-12-18 2008-06-20 Michel Aguilar Turbomachine a compresseur volumique rotatif
EP2426342B1 (en) * 2006-10-12 2018-02-28 United Technologies Corporation Turbofan engine with variable bypass nozzle exit area and method of operation
US7797944B2 (en) * 2006-10-20 2010-09-21 United Technologies Corporation Gas turbine engine having slim-line nacelle
US7870721B2 (en) * 2006-11-10 2011-01-18 United Technologies Corporation Gas turbine engine providing simulated boundary layer thickness increase
US8408491B2 (en) * 2007-04-24 2013-04-02 United Technologies Corporation Nacelle assembly having inlet airfoil for a gas turbine engine
US8657567B2 (en) * 2007-05-29 2014-02-25 United Technologies Corporation Nacelle compartment plenum for bleed air flow delivery system
US7708230B2 (en) * 2007-05-29 2010-05-04 United Technologies Corporation Flow distribution system for inlet flow control
US8402739B2 (en) * 2007-06-28 2013-03-26 United Technologies Corporation Variable shape inlet section for a nacelle assembly of a gas turbine engine
US9004399B2 (en) * 2007-11-13 2015-04-14 United Technologies Corporation Nacelle flow assembly
US8186942B2 (en) * 2007-12-14 2012-05-29 United Technologies Corporation Nacelle assembly with turbulators
US8192147B2 (en) * 2007-12-14 2012-06-05 United Technologies Corporation Nacelle assembly having inlet bleed
DE102008027275A1 (de) * 2008-06-06 2010-01-07 Atena Engineering Gmbh Luftatmende Gondel mit integriertem Turbolader
US20140363276A1 (en) * 2013-03-15 2014-12-11 Rolls-Royce Corporation Ultra high bypass ratio turbofan engine
EP2823952A1 (de) * 2013-07-09 2015-01-14 Siemens Aktiengesellschaft Anpassungsverfahren und Herstellverfahren für mittels SLM gefertigte Bauteile
US10113508B2 (en) 2014-11-21 2018-10-30 General Electric Company Gas turbine engine and method of assembling the same
US10465538B2 (en) * 2014-11-21 2019-11-05 General Electric Company Gas turbine engine with reversible fan
FR3052191B1 (fr) * 2016-06-01 2019-07-12 Safran Aircraft Engines Inversion de poussee dans une turbomachine avec soufflante a calage variable
PL417832A1 (pl) 2016-07-04 2018-01-15 General Electric Company Zespół rozszerzenia kielichowego, zwłaszcza do dyszy i sposób jego rozkładania oraz silnik turbowentylatorowy zawierający ten zespół
PL235797B1 (pl) 2018-02-21 2020-10-19 Gen Electric Zespół dyszy dzwonowej do silników turbogazowych oraz sposób odwracania ciągu silnika turbowentylatorowego
FR3095193B1 (fr) * 2019-04-17 2022-06-24 Safran Aircraft Engines Procédé d’utilisation d’une entrée d’air de nacelle de turboréacteur comprenant une lèvre d’entrée d’air comprenant une portion mobile pour favoriser une phase d’inversion de poussée
FR3095244B1 (fr) * 2019-04-17 2022-06-24 Safran Aircraft Engines Procédé d’utilisation d’une entrée d’air de nacelle de turboréacteur lors d’une phase de poussée et lors d’une phase d’inversion de poussée
FR3106861B1 (fr) * 2020-02-03 2023-03-17 Safran Aircraft Engines Sortie d’air de nacelle pour turboréacteur d’aéronef comprenant un dispositif de redressement pour favoriser une phase d’inversion de poussée
US20230340927A1 (en) * 2022-04-26 2023-10-26 General Electric Company Reverse thrust turbofan engine

Family Cites Families (17)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
DE1097765B (de) * 1952-12-12 1961-01-19 Snecma Duese fuer Rueckstosstriebwerke
FR1463771A (fr) * 1963-12-07 1966-07-22 Snecma Dispositif de réglage du débit de fluide dans un canal
US3476486A (en) * 1966-04-12 1969-11-04 Dowty Rotol Ltd Gas turbine engines
US3487880A (en) * 1966-04-12 1970-01-06 Dowty Rotol Ltd Variable pitch fans
DE1626029B2 (de) * 1966-04-12 1972-12-14 Dowty Rotol Ltd , Gloucester, Glou cestershire (Großbritannien) Gasturbinentriebwerk mit einem einlasseitig angeordneten mantelstromgeblaese
US3489338A (en) * 1966-04-12 1970-01-13 Dowty Rotol Ltd Gas turbine engines
DE1626027A1 (de) * 1966-05-25 1970-02-12 Dowty Rotol Ltd Gasturbinentriebwerk
GB1233061A (ru) * 1968-07-15 1971-05-26
GB1319793A (ru) * 1970-11-19 1973-06-06
US3770228A (en) * 1971-12-08 1973-11-06 Lockheed Aircraft Corp Air inlet flap
US3931708A (en) * 1973-10-11 1976-01-13 United Technologies Corporation Variable flap for a variable pitch ducted fan propulsor
GB1506588A (en) * 1975-10-11 1978-04-05 Rolls Royce Gas turbine engine power plants for aircraft
GB1565212A (en) * 1975-12-22 1980-04-16 British Hovercraft Corp Ltd Ductecd fan propulsors
US4749151A (en) * 1985-09-19 1988-06-07 The Boeing Company Apparatus for re-energizing boundary layer air
DE3720318A1 (de) * 1987-06-19 1989-01-05 Mtu Muenchen Gmbh Gondel fuer strahltriebwerke
US4865628A (en) * 1988-12-28 1989-09-12 Iwanczyk Louis C Method for confining and removing spray drift
US5090196A (en) * 1989-07-21 1992-02-25 The Boeing Company Ducted fan type gas turbine engine power plants

Cited By (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2475418C2 (ru) * 2007-08-20 2013-02-20 Эрсель Гондола, оснащенная по меньшей мере одним клапаном избыточного давления
RU2447308C2 (ru) * 2010-07-09 2012-04-10 Федеральное государственное унитарное предприятие "Летно-исследовательский институт имени М.М. Громова" Турбореактивный двухконтурный двигатель с перераспределением энергии потока воздуха на входе
US10975803B2 (en) 2015-07-22 2021-04-13 Safran Aircraft Engines Aircraft comprising a rear fairing propulsion system with inlet stator comprising a blowing function
RU2748405C2 (ru) * 2015-07-22 2021-05-25 Сафран Эркрафт Энджинз Летательный аппарат, содержащий закрытую обтекателем заднюю силовую установку с входным статором, содержащим функцию нагнетания

Also Published As

Publication number Publication date
WO1993008397A1 (de) 1993-04-29
US5568724A (en) 1996-10-29
DE4134051C2 (de) 1995-02-02
DE4134051A1 (de) 1993-04-22
DE59208873D1 (de) 1997-10-09
EP0680557B1 (de) 1997-09-03
JPH07500169A (ja) 1995-01-05
EP0680557A1 (de) 1995-11-08

Similar Documents

Publication Publication Date Title
RU2101535C1 (ru) Турбореактивный двигатель
US7246484B2 (en) FLADE gas turbine engine with counter-rotatable fans
US3879941A (en) Variable cycle gas turbine engine
CN1975130B (zh) 具有可调的风扇出口导叶的涡扇式燃气涡轮发动机
JP4619089B2 (ja) 固定ジオメトリ入口を備えたfladeガスタービンエンジン
RU2108941C1 (ru) Силовая установка для самолета кввп
US7614210B2 (en) Double bypass turbofan
EP2157305B1 (en) Gas turbine engine with variable area fan nozzle
US4222233A (en) Auxiliary lift propulsion system with oversized front fan
US7758303B1 (en) FLADE fan with different inner and outer airfoil stagger angles at a shroud therebetween
JP2607051B2 (ja) 航空機フレード・ガスタービンエンジン及び航空機フレード・ガスタービンエンジンを運転する方法
JPS63263225A (ja) ガスタービンエンジン
US8662417B2 (en) Gas turbine engine fan variable area nozzle with swivable insert system
US20110167791A1 (en) Convertible fan engine
US20110167792A1 (en) Adaptive engine
US20180094605A1 (en) Turbofan engine for a civil supersonic aircraft
JP2005256835A (ja) 分岐形の出口ガイドベーン
EP0426500A1 (en) Tandem fan engine
US5090196A (en) Ducted fan type gas turbine engine power plants
US20190078536A1 (en) Flow path splitter for turbofan gas turbine engines
US10738735B2 (en) Convergent-divergent nozzle for a turbofan engine of a supersonic aircraft and method for adjusting the nozzle throat surface in a nozzle of a turbofan engine