RU2241136C1 - Выходное устройство - Google Patents
Выходное устройство Download PDFInfo
- Publication number
- RU2241136C1 RU2241136C1 RU2003107433/06A RU2003107433A RU2241136C1 RU 2241136 C1 RU2241136 C1 RU 2241136C1 RU 2003107433/06 A RU2003107433/06 A RU 2003107433/06A RU 2003107433 A RU2003107433 A RU 2003107433A RU 2241136 C1 RU2241136 C1 RU 2241136C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- turbine
- fairing
- engine
- channel
- circuit
- Prior art date
Links
Landscapes
- Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
Abstract
Выходное устройство двухконтурного турбореактивного двигателя летательного аппарата содержит корпус и разделительную перегородку, образующие канал второго контура, центральный затурбинный обтекатель с перфорированной поверхностью и трубопровод подачи воздуха во внутреннюю полость затурбинного обтекателя. Перфорация на поверхности затурбинного обтекателя выполнена с густотой отверстий не менее 1 на см2 и проницаемостью в пределах от 0,5 до 2%. Трубопровод подачи воздуха соединен с одной стороны с каналом второго контура, а с другой с внутренней полостью затурбинного обтекателя. Изобретение позволяет снизить уровень инфракрасного излучения двигателя. 1 з.п. ф-лы, 1 ил.
Description
Изобретение относится к области авиационного двигателестроения, в частности, к снижению уровня инфракрасного излучения (ИКИ) турбореактивных двигателей (ТРД) в заднюю полусферу самолета.
Известно выходное устройство ТРД, включающее центральный затурбинный обтекатель с перфорированной поверхностью и трубопровод подачи воздуха во внутреннюю полость газотурбинного обтекателя, при этом воздух отбирается от компрессора ТРД (см. патент США №4044555 с приоритетом 30.09.1958, кл. 60-204, F 02 к 3/4). Известно выходное устройство двухконтурного турбореактивного двигателя (ТРДД), содержащее, помимо центрального затурбинного обтекателя, корпус и разделительную перегородку, образующие канал второго контура (см., например, “Теорию воздушно-реактивных двигателей” под ред. С.М. Шляхтенко, М., Машиностроение, 1975, стр.375).
Известен также ряд технических решений, направленных на снижение уровня ИКИ ТРДД в заднюю полусферу (ЗПС), существо которых сводится к снижению температуры поверхностей, обращенных к выходному соплу (патенты США №3210934, кл.60-265, №3693880, кл. 239-127.3, №3970252, кл. 239-127.3, 3981143, кл.60-264, 4214441, кл. 60-262).
Известное техническое решение, приведенное в патенте США №4044555, решая задачу снижения уровня ИКИ со стороны ЗПС, предусматривает отбор воздуха из-за компрессора, для чего трубопровод подачи охлаждающего воздуха соединен с каналом поступления воздуха из компрессора в камеру сгорания, что ухудшает тяговые характеристики и экономичность двигателя (см., например, “Теория воздушно-реактивных двигателей”./Под ред. С.М.Шляхтенко, М., Машиностроение, 1975, стр.375).
С целью устранения указанного недостатка трубопровод подачи воздуха соединен одним концом с каналом второго контура, а другим с внутренней полостью центрального затурбинного обтекателя. Для повышения эффективности охлаждения центрального затурбинного обтекателя последний снабжен соосно прикрепленной к нему изнутри дополнительной обечайкой. Отбор воздуха из второго контура ТРДД вместо отбора его из-за компрессора, устраняет ухудшение тяговых характеристик и экономичности ТРДД, поскольку, в конечном счете, в ТРДД весь воздух второго контура смешивается с потоком затурбинного газа, а поступление охлаждающего воздуха к отверстиям перфорированного центрального затурбинного обтекателя по кольцевому каналу интенсифицирует охлаждение поверхности центрального затурбинного обтекателя из-за увеличения скорости воздуха вблизи охлаждаемой поверхности. Как известно, коэффициент конвективной теплоотдачи пропорционален скорости течения охладителя в степени 0,8 (см. например, М.А.Михеев “Основы термопередачи”. Государственное энергетическое издательство, М., 1956, стр.90).
Наиболее эффективно охлаждение поверхности центрального затурбинного обтекателя реализуется в том случае, если отверстия перфорации выполнены с густотой не менее 1 на см2, а проницаемость выдержана в пределах от 0,5 до 2%.
На чертеже представлен пример реализации предложенного выходного устройства. Выходное устройство содержит корпус 1 и разделяющую потоки первого (затурбинного) и второго (вентиляторного) контуров перегородку 2, между которыми заключен канал второго контура 3. Выходное устройство установлено за турбиной 4 ТРДД и включает центральный затурбинный обтекатель 5, снабженный соосно прикрепленной изнутри к его перфорированной отверстиями поверхности 6 дополнительной обечайкой 7. Поверхность 6 и дополнительная обечайка 7 образуют кольцевой канал 8 для прохода охлаждающего воздуха, поступающего по трубопроводу 9 из канала второго контура 3 во внутреннюю полость центрального затурбинного обтекателя 5. Поступивший из второго контура 3 охлаждающий воздух по кольцевому каналу 8 проходит к отверстиям 10 на поверхности 6 центрального затурбинного обтекателя 5. На поверхности 6 выполнены отверстия 10 с густотой не менее 1 на см2, а проницаемость перфорации, т.е. отношение площади всех отверстий 10 к площади поверхности 6 выполнено в пределах от 0,5 до 2%.
При работе ТРДД поверхность 6 обтекателя 5 нагревается от выходящих из турбины 4 газов и через сопловое отверстие 11 ТРДД излучает поток ИКИ в заднюю полусферу, которое регистрируется тепловой головкой самонаведения ракеты и приводит к поражению летательного аппарата (самолета). Уровень ИКИ пропорционален четвертой степени абсолютной температуры излучающей поверхности, поэтому снижение ее в 2 раза обеспечивает снижение уровня ИКИ в 16 раз, что, учитывая ограниченную чувствительность головок самонаведения ракет, позволяет повысить живучесть летательного аппарата при атаке ракетами с тепловыми головками самонаведения.
Claims (2)
1. Выходное устройство двухконтурного турбореактивного двигателя (ТРДД) летательного аппарата, содержащее корпус и разделительную перегородку, образующие канал второго контура, центральный затурбинный обтекатель с перфорированной поверхностью и трубопровод подачи воздуха во внутреннюю полость затурбинного обтекателя, отличающееся тем, что перфорация на поверхности затурбинного обтекателя выполнена с густотой отверстий не менее 1 на см2 и проницаемостью в пределах от 0,5 до 2%, трубопровод подачи воздуха соединен с одной стороны с каналом второго контура, а с другой с внутренней полостью затурбинного обтекателя.
2. Выходное устройство ТРДД летательного аппарата по п.1, отличающееся тем, что затурбинный обтекатель снабжен соосно прикрепленной к нему изнутри дополнительной обечайкой.
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2003107433/06A RU2241136C1 (ru) | 2003-03-19 | 2003-03-19 | Выходное устройство |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2003107433/06A RU2241136C1 (ru) | 2003-03-19 | 2003-03-19 | Выходное устройство |
Publications (2)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2003107433A RU2003107433A (ru) | 2004-09-27 |
RU2241136C1 true RU2241136C1 (ru) | 2004-11-27 |
Family
ID=34310546
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2003107433/06A RU2241136C1 (ru) | 2003-03-19 | 2003-03-19 | Выходное устройство |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU2241136C1 (ru) |
Cited By (3)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2456467C1 (ru) * | 2010-12-17 | 2012-07-20 | Открытое акционерное общество "Научно-производственное объединение "Сатурн" (ОАО "НПО "Сатурн") | Выходное устройство двухконтурного турбореактивного двигателя |
RU2480604C1 (ru) * | 2011-11-10 | 2013-04-27 | Открытое акционерное общество "Научно-производственное объединение "Сатурн" (ОАО "НПО "Сатурн") | Турбореактивный двигатель |
RU2680781C1 (ru) * | 2017-12-27 | 2019-02-26 | Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего образования "Казанский национальный исследовательский технический университет им. А.Н. Туполева-КАИ" (КНИТУ-КАИ) | Способ стабилизации зоны горения в форсажной камере сгорания турбореактивного двигателя и форсажная камера сгорания турбореактивного двигателя |
-
2003
- 2003-03-19 RU RU2003107433/06A patent/RU2241136C1/ru active
Cited By (3)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2456467C1 (ru) * | 2010-12-17 | 2012-07-20 | Открытое акционерное общество "Научно-производственное объединение "Сатурн" (ОАО "НПО "Сатурн") | Выходное устройство двухконтурного турбореактивного двигателя |
RU2480604C1 (ru) * | 2011-11-10 | 2013-04-27 | Открытое акционерное общество "Научно-производственное объединение "Сатурн" (ОАО "НПО "Сатурн") | Турбореактивный двигатель |
RU2680781C1 (ru) * | 2017-12-27 | 2019-02-26 | Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего образования "Казанский национальный исследовательский технический университет им. А.Н. Туполева-КАИ" (КНИТУ-КАИ) | Способ стабилизации зоны горения в форсажной камере сгорания турбореактивного двигателя и форсажная камера сгорания турбореактивного двигателя |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
RU2382221C1 (ru) | Двухконтурный газотурбинный двигатель, снабженный предварительным охладителем | |
US11168583B2 (en) | Systems and methods for cooling components within a gas turbine engine | |
RU2358139C2 (ru) | Устройство для подачи воздуха и топлива к кольцу форсунок в форсажной камере | |
US4120150A (en) | Compact fuel-to-air heat exchanger for jet engine application | |
US6688558B2 (en) | Method and apparatus for aircraft inlet ice protection | |
US20060260291A1 (en) | Pulse detonation assembly with cooling enhancements | |
CN101272951A (zh) | 提供有预冷却器的双流涡轮发动机 | |
RU2008107594A (ru) | Двигательная установка для летательного аппарата и летательный аппарат, содержащий по меньшей мере одну такую двигательную установку | |
CN1270066C (zh) | 燃气轮机和操纵燃气轮机的方法 | |
JPS60142021A (ja) | ガスタービンエンジン | |
JPH02130225A (ja) | 航空機エンジン入口カウル防氷装置 | |
JP2004360700A (ja) | ガスタービンエンジンを作動させる方法及び装置 | |
US2594118A (en) | Heated intake component for gas turbine engines | |
US11118784B2 (en) | Heat exchanger integrated with fuel nozzle | |
US20070062202A1 (en) | Cooled support boss for a combustor in a gas turbine engine | |
CA2429425C (en) | Combustor turbine successive dual cooling | |
JP2006504022A (ja) | ガスタービンにおける騒音レベルを低減する空力的方法 | |
RU2241136C1 (ru) | Выходное устройство | |
US10151243B2 (en) | Cooled cooling air taken directly from combustor dome | |
Nesterenko et al. | Improvement of the design and methods of designing tubular air-to-air heat exchangers cooling systems of gas turbines | |
EP1674708B1 (en) | Exhaust assembly for a gas turbine engine | |
RU2004123918A (ru) | Форсажное кольцо для двухконтурного турбореактивного двигателя, форсажное устройство и турбореактивный двигатель | |
RU163848U1 (ru) | Пульсирующий воздушно-реактивный двигатель | |
RU2003132194A (ru) | Двухконтурный газотурбинный вентиляторный двигатель | |
FR2389772A1 (en) | Jet engine for subsonic aircraft - has hollow rotor with internal blades to produce secondary stream of air within annular primary stream |