RU2169851C2 - Газотурбинный двигатель - Google Patents

Газотурбинный двигатель Download PDF

Info

Publication number
RU2169851C2
RU2169851C2 RU99111714A RU99111714A RU2169851C2 RU 2169851 C2 RU2169851 C2 RU 2169851C2 RU 99111714 A RU99111714 A RU 99111714A RU 99111714 A RU99111714 A RU 99111714A RU 2169851 C2 RU2169851 C2 RU 2169851C2
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
engine
ejector
compressor
atmosphere
output
Prior art date
Application number
RU99111714A
Other languages
English (en)
Other versions
RU99111714A (ru
Inventor
В.Н. Осипов
С.А. Савин
Original Assignee
Открытое акционерное общество "Рыбинские моторы"
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 Открытое акционерное общество "Рыбинские моторы" filed Critical Открытое акционерное общество "Рыбинские моторы"
Priority to RU99111714A priority Critical patent/RU2169851C2/ru
Publication of RU99111714A publication Critical patent/RU99111714A/ru
Application granted granted Critical
Publication of RU2169851C2 publication Critical patent/RU2169851C2/ru

Links

Landscapes

  • Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)

Abstract

Газотурбинный двигатель содержит противообледенительную камеру, сообщенную с обогреваемыми элементами и магистралью, в которой установлена заслонка с эжектором. Камера смешения эжектора сообщена с атмосферой, а сопло - с компрессором дополнительной магистралью. Двигатель также снабжен инерционным устройством с двумя каналами, входы которых сообщены с атмосферой на входе в двигатель. Выход одного канала сообщен с обогреваемыми элементами, а выход второго - с атмосферой на выходе двигателя. Эжектор установлен во втором канале. Камера смешения эжектора направлена к выходу из двигателя. Изобретение позволяет повысить надежность противообледенительной системы. 2 з.п.ф-лы, 1 ил.

Description

Предлагаемое изобретение относится к области двигателестроения и может быть использовано для повышения эффективности защиты газотурбинного двигателя (ГТД) от обледенения и попадания на вход посторонних предметов (пыли, песка).
Известен ГТД, где воздух от компрессора поступает в противообледенительную камеру для обогрева элементов входа (лопаток, стоек и т.д.) [1]. Недостатком такой защиты от обледенения является ее низкая эффективность и снижение экономичности двигателя вследствие отбора большого количества воздуха из-за компрессора.
Наиболее близким к предлагаемому является ГТД, содержащий противообледенительную камеру, сообщенную с обогреваемыми элементами. В противообледенительную камеру воздух поступает от компрессора через эжектор, сопло которого сообщено с компрессором, а камера смешения - с атмосферой. Горячий воздух, отбираемый от компрессора, после включения заслонки поступает в эжектор, где в камере смешения, направленной к входу в двигатель, смешивается с воздухом из атмосферы, снижает свою температуру и поступает на обогрев элементов входа [2].
Недостатком такого двигателя является низкая эффективность защиты от обледенения при работе на режимах, близких к режиму малого газа, из-за понижения расхода и температуры воздуха. Кроме того, при включении противообледенительной защиты снижается экономичность двигателя (увеличивается удельный расход топлива, уменьшается мощность (тяга)). Воздух, сбрасываемый из компрессора на режимах малого газа и минимальном крейсерском, не используется, а сбрасывается за борт.
Целью предлагаемого решения является подача на вход двигателя более сухого, чистого воздуха, что позволит уменьшить отбор обогревающего воздуха от компрессора. Это ведет к повышению эффективности защиты входа в двигатель от обледенения и к повышению экономичности двигателя. Кроме того, воздух, выбрасываемый от компрессора за борт на режимах малого газа и минимальном крейсерском, здесь выполняет полезную работу по очистке воздуха на входе в двигатель и транспортировке воды и пыли за борт, что также повышает экономичность двигателя.
Цель достигается тем, что ГТД содержит противообледенительную камеру, сообщенную с обогреваемыми элементами и магистралью, в которой установлена заслонка, с компрессором; эжектор, по крайней мере, с одним соплом, сообщенным с компрессором, и камерой смешения, сообщенной с атмосферой.
Новым в предлагаемом решении является то, что двигатель снабжен инерционным устройством с двумя каналами. Входы каналов сообщены с атмосферой на входе в двигатель. Выход одного из каналов сообщен с обогреваемыми элементами, а выход второго - с атмосферой на выходе двигателя. Эжектор установлен во втором канале; его сопло сообщено с компрессором дополнительной магистралью, а камера смешения направлена к выходу из двигателя.
В магистрали, сообщающей сопло эжектора с компрессором, может быть установлен клапан перепуска воздуха. Между эжектором и клапаном перепуска воздуха может быть выполнено ответвление магистрали, сообщающее сопло эжектора с компрессором через заслонку ручного включения эжектора.
На чертеже изображен предлагаемый ГТД.
Газотурбинный двигатель содержит камеру 1, сообщенную отверстиями 2 с обогреваемыми элементами 3 и магистралью 4, в которой установлена заслонка 5, с компрессором 6.
Двигатель снабжен инерционным устройством 7 с двумя каналами 8 и 9, входы 10, 11 которых сообщены с атмосферой на входе 12 в двигатель.
Выход 13 канала 8 сообщен с обогреваемыми элементами 3, а выход 14 канала 9 сообщен с атмосферой на выходе 15 двигателя. Эжектор 16 установлен в канале 9, его камера смешения 17 направлена к выходу 15 двигателя. Сопла 18 эжектора 16 сообщены дополнительной магистралью 19 с компрессором 6.
В дополнительной магистрали 19 установлен клапан 20 перепуска воздуха. Дополнительная магистраль 19 между эжектором 16 и клапаном 20 имеет ответвление 21, сообщающее сопла 18 эжектора 16 с компрессором 6 через заслонку 22 ручного включения эжектора 16.
При запуске ГТД компрессор 6 начинает раскручиваться. Если температура окружающей среды меньше плюс пяти градусов по Цельсию, автоматически включается заслонка 5. Обогревающий воздух от компрессора 6 через заслонку 5 по магистрали 4 поступает в противообледенительную камеру 1 и через отверстия 2 к обогреваемым элементам 3. Одновременно из средней части компрессора 6 (из-за осевых ступеней) сбросной воздух через клапан 20 перепуска воздуха по магистрали 19 устремляется к соплам 18 эжектора 16. Сброс воздуха осуществляется с целью обеспечения запасов газодинамической устойчивости на режимах малого газа и минимальном крейсерском. Заслонка 22 ручного включения эжектора 16 закрыта.
При восстановлении запасов газодинамической устойчивости на режимах выше минимального крейсерского сброс воздуха из-за компрессора прекращается. В этом случае возможно ручное включение эжектора через заслонку 22.
Воздух из атмосферы со входа 12 в двигатель поступает в каналы 8 и 9.
Эжектор 16 подсасывает атмосферный воздух по каналу 9 в камеру смешения 17, где образуется смесь горячего и атмосферного воздуха. За счет повышенного давления смесь транспортируется из камеры смешения 17 к выходу 15 и выбрасывается из двигателя.
Благодаря применению инерционного устройства 7 частицы влаги, а также пыли сепарируются и перемещаются к стенкам канала 9. Размещение эжектора 16 в канале 9 позволяет эвакуировать влагу и пыль из двигателя в атмосферу 15.
Предлагаемое решение позволяет существенно повысить надежность противообледенительной защиты, т.к. воздух на обогрев элементов входа двигателя поступает более сухой.
Меньшее количество влаги, поступающей с воздухом на вход в двигатель, позволяет уменьшить отбор горячего воздуха от компрессора, что повышает экономичность двигателя.
Кроме того, для очистки воздуха от влаги и пыли используется воздух, который на режимах малого газа и минимальном крейсерском раньше выбрасывался из средней части компрессора двигателя, что также повышает экономичность.
Источники информации
1. Р.Х. Тенишев и др. "Противообледенительные системы летательных аппаратов", М., Машиностроение, 1967, стр. 72, рис. 3, 23 - аналог.
2. Н.Т.Домотенко и др., "Авиационные силовые установки", стр. 229, рис. 8.1 - прототип.

Claims (3)

1. Газотурбинный двигатель, содержащий противообледенительную камеру, сообщенную с обогреваемыми элементами и магистралью, в которой установлена заслонка с компрессором, эжектор, по крайней мере с одним соплом, сообщенным с компрессором и камерой смешения, сообщенной с атмосферой, отличающийся тем, что двигатель снабжен инерционным устройством с двумя каналами, входы которых сообщены с атмосферой на входе в двигатель, выход одного канала сообщен с обогреваемыми элементами, а выход второго - с атмосферой на выходе двигателя, эжектор установлен во втором канале, его сопло сообщено с компрессором дополнительной магистралью, а камера смешения направлена к выходу из двигателя.
2. Газотурбинный двигатель по п. 1, отличающийся тем, что в дополнительной магистрали установлен клапан перепуска воздуха.
3. Газотурбинный двигатель по п. 2, отличающийся тем, что в дополнительной магистрали между эжектором и клапаном перепуска воздуха выполнено ответвление, сообщающее сопло эжектора с компрессором через заслонку ручного включения эжектора.
RU99111714A 1999-06-03 1999-06-03 Газотурбинный двигатель RU2169851C2 (ru)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU99111714A RU2169851C2 (ru) 1999-06-03 1999-06-03 Газотурбинный двигатель

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU99111714A RU2169851C2 (ru) 1999-06-03 1999-06-03 Газотурбинный двигатель

Publications (2)

Publication Number Publication Date
RU99111714A RU99111714A (ru) 2001-04-10
RU2169851C2 true RU2169851C2 (ru) 2001-06-27

Family

ID=20220748

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU99111714A RU2169851C2 (ru) 1999-06-03 1999-06-03 Газотурбинный двигатель

Country Status (1)

Country Link
RU (1) RU2169851C2 (ru)

Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
EP3444447A1 (en) * 2017-08-14 2019-02-20 General Electric Company Inlet frame for a gas turbine engine
US10830135B2 (en) 2017-08-14 2020-11-10 General Electric Company Polska sp. z o.o Inlet frame for a gas turbine engine

Cited By (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
EP3444447A1 (en) * 2017-08-14 2019-02-20 General Electric Company Inlet frame for a gas turbine engine
EP3444446A1 (en) * 2017-08-14 2019-02-20 General Electric Company Inlet frame for a gas turbine engine
EP3699403A1 (en) * 2017-08-14 2020-08-26 General Electric Company Method for manufacturing an inlet frame for a gas turbine engine
US10830135B2 (en) 2017-08-14 2020-11-10 General Electric Company Polska sp. z o.o Inlet frame for a gas turbine engine

Similar Documents

Publication Publication Date Title
US8844258B2 (en) Systems and methods for de-icing a gas turbine engine inlet screen and dehumidifying inlet air filters
US5088277A (en) Aircraft engine inlet cowl anti-icing system
CN104420999B (zh) 用于对燃气涡轮发动机入口滤网除冰和对入口空气过滤器除湿的系统和方法
WO2004092567A3 (en) Integrated bypass turbojet engines for aircraft and other vehicles
US3057154A (en) De-icer system for a gas turbine engine
RU2661427C1 (ru) Двухконтурный турбореактивный двигатель
EP1247739B1 (fr) Dispositif d'alimentation en air frais d'un aéronef
RU2169851C2 (ru) Газотурбинный двигатель
US2805571A (en) Supersonic wind tunnel
US6412284B1 (en) Methods and apparatus for supplying air to gas turbine engines
RU2168122C1 (ru) Турбохолодильная установка с отбором воздуха от двухконтурного турбореактивного двигателя
US3721093A (en) Reaction propulsion engine with vaporized fuel driven turbine
RU2044145C1 (ru) Газотурбинная установка
WO2000020740A3 (en) Gas turbine engine
RU190359U1 (ru) Антиобледенительная система газовой турбины
SU1739065A1 (ru) Газотурбинный двигатель
RU2115485C1 (ru) Батарейный циклон
SU680367A1 (ru) Регенеративна газотурбинна установка
RU99111714A (ru) Газотурбинный двигатель
RU2109974C1 (ru) Турбореактивный двигатель
RU2125659C1 (ru) Турбопрямоточный воздушно-реактивный двигатель
RU2754185C1 (ru) Воздухоочистительное устройство (варианты)
RU9629U1 (ru) Двухконтурный турбореактивный двигатель
RU1045686C (ru) Двухконтурный турбореактивный двигатель
RU2197627C1 (ru) Способ работы трехконтурного турбореактивного двигателя летательного аппарата и трехконтурный турбореактивный двигатель летательного аппарата