RU2302544C1 - Double-flow turbojet engine with birotative fan - Google Patents

Double-flow turbojet engine with birotative fan Download PDF

Info

Publication number
RU2302544C1
RU2302544C1 RU2005134742/06A RU2005134742A RU2302544C1 RU 2302544 C1 RU2302544 C1 RU 2302544C1 RU 2005134742/06 A RU2005134742/06 A RU 2005134742/06A RU 2005134742 A RU2005134742 A RU 2005134742A RU 2302544 C1 RU2302544 C1 RU 2302544C1
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
gas generator
nozzle
engine
fairing
fan
Prior art date
Application number
RU2005134742/06A
Other languages
Russian (ru)
Inventor
Валерий Алексеевич Кузнецов (RU)
Валерий Алексеевич Кузнецов
Александр Адольфович Пожаринский (RU)
Александр Адольфович Пожаринский
Original Assignee
Открытое акционерное общество "Авиадвигатель"
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 "Авиадвигатель" filed Critical Открытое акционерное общество "Авиадвигатель"
Priority to RU2005134742/06A priority Critical patent/RU2302544C1/en
Application granted granted Critical
Publication of RU2302544C1 publication Critical patent/RU2302544C1/en

Links

Images

Abstract

FIELD: mechanical engineering; turbojet engines.
SUBSTANCE: proposed double-flow turbojet engine contains birotative fan arranged in channel of outer loop and limited from outer side by engine nacelle, and gas generator and reversing device with deflecting cascades. Nozzle with axially movable casing is installed at outlet of channel of outer loop. Fairing of engine gas generator is provided with hinged flap connected with operating mechanism. Ratio of outer diameter of nozzle at outlet of channel of outer loop to outer diameter of birotative fan at leading edge of first blade in direction of air flow is 1-1.5. Ratio of minimum diameter of fairing of gas generator at nozzle exit to maximum outer diameter of fairing of gas generator at nozzle exit is 1.05-1.3. Ratio of passage area of deflecting cascades of reversing device to passage area of holes in flaps and between flaps of gas generator fairing at reverse thrust mode is 3 to 10.
EFFECT: increased economy, improved reliability, reduced weight of double-flow turbojet engine owing to increase of tradeoff thrust and reduction of hydraulic losses by decreasing outer diameter of birotative fan, adjusting of passage area of nozzle and reducing curvature of outer surface of engine micelle.
3 dwg

Description

Изобретение относится к турбореактивным двухконтурным двигателям авиационного применения.The invention relates to turbojet dual-circuit engines for aviation applications.

Известен авиационный газотурбинный двигатель с противоточной схемой газовоздушного тракта и с незакапотированным двухрядным (биротативным) вентилятором противоположного вращения [Патент РФ №2075658, F16C 21/00, 1997 г.].Known aircraft gas turbine engine with a countercurrent circuit of the gas-air path and with an unoccupied double-row (biotic) fan of the opposite rotation [RF Patent No. 2075658, F16C 21/00, 1997].

Недостатком такой конструкции является повышенный уровень шума, создаваемый незакапотированным вентилятором.The disadvantage of this design is the increased noise level created by an unoccupied fan.

Наиболее близким к заявляемому является турбореактивный двухконтурный двигатель с биротативным вентилятором, приводимым во вращение биротативной турбиной, и с лопатками вентилятора, размещенными в канале наружного контура, ограниченного с внешней стороны мотогондолой [Патент ЕПВ №1340903, F02K 3/072, 2003 г.].Closest to the claimed one is a turbojet dual-circuit engine with a rotational fan driven by a rotational turbo-turbine and with fan blades located in the channel of the external circuit bounded on the outside by a nacelle [EPO Patent No. 1340903, F02K 3/072, 2003].

Недостатком известной конструкции, принятой за прототип, является пониженная взлетная тяга двигателя, повышенные вес и гидравлическое сопротивление мотогондолы, а также отсутствие устройства для реверсирования тяги.A disadvantage of the known design adopted for the prototype is the reduced take-off thrust of the engine, the increased weight and hydraulic resistance of the nacelle, as well as the absence of a device for reversing the thrust.

Техническая задача, решаемая изобретением, заключается в повышении экономичности, надежности и снижении веса путем увеличения взлетной тяги и снижения гидравлических потерь за счет уменьшения наружного диаметра биротативного вентилятора, регулирования проходной площади сопла и уменьшения кривизны внешней поверхности мотогондолы.The technical problem solved by the invention is to increase efficiency, reliability and weight reduction by increasing take-off thrust and reducing hydraulic losses by reducing the outer diameter of the birobot fan, adjusting the nozzle passage area and reducing the curvature of the outer surface of the nacelle.

Сущность изобретения заключается в том, что турбореактивный двухконтурный двигатель с биротативным вентилятором, расположенным в канале наружного контура, ограниченного с внешней стороны мотогондолой, а также газогенератором, согласно изобретению дополнительно снабжен реверсивным устройством с отклоняющими решетками, на выходе из канала наружного контура установлено сопло с подвижным в осевом направлении кожухом, а обтекатель газогенератора двигателя выполнен с шарнирной створкой, соединенной с исполнительным механизмом, при этомThe essence of the invention lies in the fact that the turbojet dual-circuit engine with a rotational fan located in the channel of the external circuit bounded on the outside by the nacelle, as well as a gas generator, according to the invention is additionally equipped with a reversing device with deflecting gratings, a nozzle with a movable nozzle is installed at the outlet of the channel of the external circuit in the axial direction of the casing, and the fairing of the gas generator of the engine is made with a hinged leaf connected to the actuator, while

Dc/Dв=1÷1,5; dк/dв=1,05÷1,3 и Fp/Fотв=3÷10, где:D c / D in = 1 ÷ 1,5; d to / d in = 1.05 ÷ 1.3 and F p / F resp = 3 ÷ 10, where:

Dc - наружный диаметр сопла на выходе из канала наружного контура;D c - the outer diameter of the nozzle at the outlet of the channel of the outer loop;

Dв - наружный диаметр биротативного вентилятора по входной кромке первой по потоку воздуха лопатки;D in - the outer diameter of the birotative fan along the inlet edge of the first blade air flow;

dв - минимальный диаметр обтекателя газогенератора на срезе сопла;d in - the minimum diameter of the fairing of the gas generator at the nozzle exit;

dк - максимальный наружный диаметр обтекателя газогенератора на срезе сопла;d to - the maximum outer diameter of the fairing of the gas generator at the nozzle exit;

Fp - проходная площадь отклоняющих решеток реверсивного устройства;F p - the passage area of the deflecting grids of the reversing device;

Fотв - проходная площадь отверстий в створках и между створок обтекателя газогенератора в режиме реверсивной тяги двигателя.F holes - the passage area of openings in the flaps and slats of the fairing between the gas generator in the reverse thrust mode.

Наличие реверсивного устройства с отклоняющими решетками, сопла с подвижным в осевом направлении кожухом и обтекателя газогенератора с шарнирной створкой, соединенной с исполнительным механизмом, позволяет на взлетном режиме при низкой напорности биротативного вентилятора обеспечивать минимальный наружный диаметр dв обтекателя газогенератора на срезе сопла, минимизировать гидравлические потери истекающего из сопла потока, способствуя повышению взлетной тяги и надежности двигателя.The presence of a reversing device with deflecting gratings, a nozzle with an axially movable casing and a gas generator cowl with a hinged leaf connected to the actuator allows the minimum outside diameter d in the gas generator cowl at the nozzle exit to be minimized during take-off operation at a low pressure of the birobot fan, to minimize hydraulic losses flowing out of the nozzle, increasing take-off thrust and engine reliability.

На режиме реверсирования подвижный в осевом направлении кожух сдвигается назад по потоку и открывает отклоняющие решетки реверсивного устройства, при этом одновременно устанавливают шарнирные перфорированные створки обтекателя таким образом, чтобы они перекрывали канал наружного контура. Такое расположение конструктивных элементов приводит к истечению потока воздуха через отклоняющие решетки и получению обратной тяги.In the reverse mode, the axially movable casing is shifted backward and opens the deflecting lattices of the reversing device, while at the same time, hinged perforated fairing flaps are installed so that they overlap the channel of the outer contour. This arrangement of structural elements leads to the expiration of the air flow through the deflecting grilles and obtaining reverse thrust.

Отверстия в створках обтекателя и между створками исключают перегрев решеток и попадание газа на вход в двигатель. Через эти отверстия поток газа поступает в сопло, где его скорость существенно снижается и способствует резкому уменьшению прямой тяги.The openings in the fairing flaps and between the flaps exclude overheating of the grilles and gas entering the engine inlet. Through these openings, the gas flow enters the nozzle, where its speed is significantly reduced and contributes to a sharp decrease in direct thrust.

При Dс/Dв<1 существенно увеличивается вес и повышается гидравлическое сопротивление мотогондолы, а при Dc/Dв>1,5 понижается экономичность двигателя из-за повышения скоростей потока воздуха в биротативном вентиляторе, что приводит к снижению его КПД.At D c / D at <1, the weight increases significantly and the hydraulic resistance of the engine nacelle increases, and at D c / D at > 1.5, engine efficiency is reduced due to an increase in air flow rates in the birobot fan, which reduces its efficiency.

При dк/dв<1,05 существенно снижается тяга двигателя на взлетном режиме из-за повышенных гидравлических потерь в сопле, а при dк/dв>1,3 существенно увеличиваются масса и габариты регулируемого сопла.When d to / d at <1.05, the thrust of the engine during take-off is significantly reduced due to increased hydraulic losses in the nozzle, and at d to / d at > 1.3, the mass and dimensions of the adjustable nozzle increase significantly.

Соотношение Fp/Fотв выбирают из условия недопущения раскрутки компрессора и его помпажа на режимах реверсирования тяги. При Fp/Fотв<3 существенно снижается реверсивная тяга двигателя, а при Fp/Fотв>10 надежность двигателя снижается из-за возможности перегрева отклоняющих решеток реверсивного устройства и попадания горячих газов на вход в двигатель.The ratio F p / F resp is selected from the condition of preventing the compressor from spinning and surging in thrust reversal modes. When F p / F holes <3, the engine reverse thrust is significantly reduced, and when F p / F holes > 10, the reliability of the engine is reduced due to the possibility of overheating of the deflecting grids of the reversing device and the ingress of hot gases to the engine inlet.

Заявляемая конструкция позволяет уменьшить наружный диаметр биротативного вентилятора и увеличить диаметр сопла на выходе из канала наружного контура, обеспечивая выполнение внешней поверхности мотогондолы с минимальной кривизной в осевом направлении со снижением ее гидравлического сопротивления, что способствует повышению экономичности двигателя. При этом вес мотогондолы и двигателя снижается из-за уменьшения диаметра биротативного вентилятора со снижением веса лопаток и дисков вентилятора.The inventive design allows to reduce the outer diameter of the birobot fan and increase the diameter of the nozzle at the outlet of the channel of the external circuit, ensuring the execution of the outer surface of the nacelle with minimal curvature in the axial direction with a decrease in its hydraulic resistance, which increases engine efficiency. At the same time, the weight of the engine nacelle and the engine is reduced due to a decrease in the diameter of the biotic fan with a decrease in the weight of the blades and fan disks.

На фиг.1 показан продольный разрез двигателя с максимально закрытым соплом канала наружного контура. На фиг.2 - продольный разрез двигателя с максимально открытым соплом канала наружного контура, а на фиг.3 представлен продольный разрез двигателя на режиме реверсирования тяги.Figure 1 shows a longitudinal section of an engine with a maximum closed nozzle of the channel of the outer contour. In Fig.2 is a longitudinal section of the engine with the maximum open nozzle of the channel of the outer contour, and Fig.3 shows a longitudinal section of the engine in thrust reversal mode.

Турбореактивный двухконтурный двигатель 1 состоит из газогенератора 2 и биротативного (двухрядного) вентилятора 3, приводимого во вращение биротативной турбиной 4. Биротативный вентилятор 3 состоит из первого ряда рабочих лопаток 5 и второго ряда лопаток 6 по потоку воздуха 7, размещенных в канале 8 наружного контура, ограниченного с внешней стороны мотогондолой 9. Каждая из рабочих лопаток 5 и 6 выполнена с входной кромкой 10 и 11 соответственно.The turbojet dual-circuit engine 1 consists of a gas generator 2 and a biotative (double-row) fan 3, driven by a rotational turbotine 4. The birobative fan 3 consists of a first row of rotor blades 5 and a second row of blades 6 in the air flow 7 located in the channel 8 of the external circuit, bounded externally by a nacelle 9. Each of the blades 5 and 6 is made with an input edge 10 and 11, respectively.

Мотогондола 9 выполнена с внешней поверхностью 12 уменьшенной кривизны в осевом направлении; на выходе из канала 8 наружного контура установлено регулируемое по площади сопло 13, состоящее из закрепленной на мотогондоле 9 отклоняющей решетки 14 реверсивного устройства 15, подвижного в осевом направлении кожуха 16 и закрепленных на газогенераторе 2 шарнирных створок 17 и 18 первого и второго ряда соответственно, образующих совместно обтекатель 19 газогенератора 2 и управляемых с помощью исполнительных механизмов 20 (например, гидроцилиндров).The nacelle 9 is made with the outer surface 12 of reduced curvature in the axial direction; at the outlet of the external circuit channel 8, an area-adjustable nozzle 13 is installed, consisting of a deflector 14 mounted on the engine nacelle 9 of a reversing device 15, axially movable casing 16 and hinged flaps 17 and 18 of the first and second row, respectively, forming on the gas generator 2, forming jointly cowling 19 of the gas generator 2 and controlled by actuators 20 (for example, hydraulic cylinders).

Двигатель 1 выполнен с противоточной схемой газовоздушного тракта 21; воздух 7 из биротативного вентилятора 3 поступает в компрессор низкого давления 22, который приводится во вращение турбиной 23 компрессора низкого давления, выполненной без соплового аппарата на входе, т.е. с ротором 24 противоположного направления вращения по отношению к последней по потоку газа 25 лопатке 26 биротативной турбины 4.The engine 1 is made with a countercurrent circuit of the gas-air path 21; air 7 from the biotic fan 3 enters the low pressure compressor 22, which is driven by the turbine 23 of the low pressure compressor, made without an inlet nozzle, i.e. with a rotor 24 of the opposite direction of rotation with respect to the last gas stream 25 blade 26 biotative turbine 4.

Компрессор низкого давления 22 через промежуточный канал 27, ограниченный внешней стенкой 28, и поворотный участок 29 на входе соединен с компрессором высокого давления 30 газогенератора 2 и далее - с камерой сгорания 31. Компрессор высокого давления 30 приводится во вращение турбиной высокого давления 32, которая на выходе соединена с биротативной турбиной 4. Таким образом, газогенератор 2, включающий в себя компрессор высокого давления 30, камеру сгорания 31 и турбину высокого давления 32, соединен с двигателем только газовоздушным трактом, т.е. газодинамически и, как наиболее теплонапряженный элемент двигателя, может быть заменен при ремонте без съема двигателя 1 с крыла.The low-pressure compressor 22 through the intermediate channel 27, bounded by the outer wall 28, and the rotary section 29 at the inlet is connected to the high-pressure compressor 30 of the gas generator 2 and then to the combustion chamber 31. The high-pressure compressor 30 is driven by a high-pressure turbine 32, which the output is connected to a biotational turbine 4. Thus, the gas generator 2, including a high pressure compressor 30, a combustion chamber 31 and a high pressure turbine 32, is connected to the engine only by a gas-air path, i.e. gasdynamically and, as the most heat-stressed engine element, can be replaced during repair without removing engine 1 from the wing.

Поток газа 25 из турбины низкого давления 23 проходит поворотный участок 33 и через патрубок 34 поступает в канал 8 наружного контура, где перемешивается с потоком воздуха 7 и далее истекает через регулируемое сопло 13.The gas stream 25 from the low pressure turbine 23 passes through the rotary section 33 and through the pipe 34 enters the channel 8 of the external circuit, where it is mixed with the air stream 7 and then flows through an adjustable nozzle 13.

Для исключения попадания потока газа 25 на вход в двигатель 1 на режимах реверсирования и исключения перегрева отклоняющей решетки 14 в створках первого ряда 17 преимущественно по потоку газа 25 от патрубков 34 выполнены отверстия 35, соединяющие на режимах реверсирования канал наружного контура 8 с соплом 13. Отверстия 35 могут быть выполнены также в виде зазоров и щелей (не показано) между створками 17 в положении 36 реверсирования тяги.To prevent the gas flow 25 from entering the engine 1 in reverse modes and to avoid overheating of the deflecting grill 14 in the valves of the first row 17, holes 35 are made mainly along the gas stream 25 from the nozzles 34, connecting the external circuit channel 8 with the nozzle 13 in the reverse modes 35 can also be made in the form of gaps and slots (not shown) between the flaps 17 in position 36 of the thrust reversal.

Коробка приводов 37 вместе с агрегатами (не показано) установлена на газогенераторе 2 и приводится во вращение от ротора компрессора высокого давления 30.The gearbox 37 along with units (not shown) is installed on the gas generator 2 and is driven from the rotor of the high pressure compressor 30.

Работает данное устройство следующим образом.This device works as follows.

При работе турбореактивного двигателя 1 поток воздуха 7 поступает в биротативный вентилятор 3, где сжимается. На выходе из вентилятора поток воздуха 7 смешивается с потоком поступающего из патрубков 34 газа 25, далее полученная газовоздушная смесь истекает через сопло 13.When the turbojet engine 1 is operating, the air stream 7 enters the birobot fan 3, where it is compressed. At the outlet of the fan, the air flow 7 is mixed with the flow of gas 25 coming from the nozzles 34, then the resulting gas-air mixture flows out through the nozzle 13.

Низкая напорность биротативного вентилятора 3 приводит к тому, что на взлетном режиме скорость истекающего из сопла 13 потока становится дозвуковой, что способствует снижению шума истекающей из сопла 13 струи, и на этом режиме сопло 13 максимально открыто по площади. Створки 17 и 18 занимают положение, соответствующее минимальному наружному диаметру dв обтекателя 19 газогенератора 2 на срезе сопла 13. Гидравлические потери истекающего из сопла 13 потока при этом минимальны.The low pressure of the biirotational fan 3 leads to the fact that in the take-off mode the speed of the stream flowing out of the nozzle 13 becomes subsonic, which helps to reduce the noise of the jet flowing out of the nozzle 13, and in this mode the nozzle 13 is maximally open in area. The flaps 17 and 18 occupy a position corresponding to the minimum outer diameter d in the fairing 19 of the gas generator 2 at the nozzle exit 13. The hydraulic losses of the flow flowing from the nozzle 13 are minimal.

После взлета самолета к напорности биротативного вентилятора добавляется скоростной (динамический) напор набегающего потока воздуха 7, что приводит к увеличению скорости течения потока в критическом сечении сопла 13. На крейсерском режиме полета регулируемое сопло максимально прикрыто (для поддержания оптимальных КПД вентилятора). Створки 17 и 18 занимают положение, соответствующее максимальному наружному диаметру dк обтекателя 19 газогенератора 2 на срезе сопла 13.After the aircraft takes off, the speed (dynamic) pressure of the incoming air flow 7 is added to the pressure of the biotational fan, which leads to an increase in the flow velocity in the critical section of the nozzle 13. In the cruise flight mode, the adjustable nozzle is maximally covered (to maintain optimal fan efficiency). Sash 17 and 18 occupy a position corresponding to the maximum outer diameter d to the fairing 19 of the gas generator 2 at the nozzle exit 13.

На режиме реверсирования тяги кожух 16 сдвигается назад по потоку 7, открывая отклоняющие решетки 14 реверсивного устройства 15. Одновременно створки 17 первого ряда гидроцилиндрами 20 устанавливаются в положение 36, перекрывая таким образом канал 8 наружного контура, что приводит к истечению потока воздуха 7 через решетки 14 и получению обратной тяги. Поток газа 25 из патрубков 34, а также частично поток воздуха 7 для исключения перегрева решеток и исключения попадания газа на вход в двигатель 1 через отверстия 35 в створках 17 поступает в сопло 13, где скорость потока газа 25 существенно снижается, что способствует резкому уменьшению прямой тяги от этого потока.In the thrust reversal mode, the casing 16 is shifted backward along the flow 7, opening the deflecting grilles 14 of the reversing device 15. At the same time, the flaps 17 of the first row of hydraulic cylinders 20 are set to position 36, thus blocking the channel 8 of the external circuit, which leads to the outflow of air 7 through the grilles 14 and getting back thrust. The gas flow 25 from the nozzles 34, as well as partially the air flow 7 to prevent overheating of the gratings and to prevent gas from entering the engine 1 through the openings 35 in the wings 17, enters the nozzle 13, where the gas flow rate 25 is significantly reduced, which contributes to a sharp decrease in the direct traction from this flow.

Низкие окружные скорости лопаток 5 и 6 вентилятора 3, а также низкие скорости истекающей из сопла 13 струи способствуют существенному снижению уровня шума двигателя 1.The low peripheral speeds of the blades 5 and 6 of the fan 3, as well as the low speeds of the jet flowing from the nozzle 13 contribute to a significant reduction in the noise level of the engine 1.

Снижению уровня шума также способствует многослойное капотирование стенкой 28 и створками 17, 18 газогенератора 2, а также наличие поворотных участков 29 и 33 газовоздушного тракта 21. Одновременно существенно снижается уровень инфракрасного излучения турбин 32, 4 и 23, а также камеры сгорания 31.The multi-layer hooding by the wall 28 and the shutters 17, 18 of the gas generator 2, as well as the presence of rotary sections 29 and 33 of the gas-air duct 21. At the same time, the infrared radiation level of the turbines 32, 4 and 23, as well as the combustion chamber 31, also reduce the noise level.

При работе турбореактивного двигателя 1 в полете внешняя поверхность 12 мотогондолы 9 обтекается высокоскоростным околозвуковым воздушным потоком, что могло бы привести к существенному нарастанию на ней пограничного слоя, образованию местных сверхзвуковых скачков уплотнения и существенному возрастанию гидравлического сопротивления мотогондолы. Однако этого не происходит, так как уменьшение наружного диаметра Dв биротативного вентилятора 3 и увеличение диаметра Dc сопла 13 на выходе из канала 8 наружного контура позволяет выполнить внешнюю поверхность 12 мотогондолы 9 с минимальной кривизной в осевом направлении с соответствующим снижением ее гидравлического сопротивления, что способствует повышению экономичности двигателя 1. Одновременно снижается вес двигателя 1 из-за уменьшения диаметра биротативного вентилятора 3 со снижением веса лопаток 5, 6 и дисков вентилятора 3, а также снижается вес мотогондолы 9.When the turbojet engine 1 is in flight, the outer surface 12 of the nacelle 9 is surrounded by a high-speed transonic air flow, which could lead to a significant increase in the boundary layer on it, the formation of local supersonic shock waves and a significant increase in the hydraulic resistance of the nacelle. However, this does not happen, since a decrease in the outer diameter D in the birobot fan 3 and an increase in the diameter D c of the nozzle 13 at the outlet of the external circuit channel 8 allows the outer surface 12 of the nacelle 9 to have a minimum axial curvature with a corresponding decrease in its hydraulic resistance, which contributes to increased efficiency of engine 1. At the same time, the weight of engine 1 is reduced due to a decrease in the diameter of the biotic fan 3 with a decrease in the weight of the blades 5, 6 and fan disks 3, as well as the weight of the engine nacelle is compressed 9.

Соединение биротативной турбины 4 патрубками 34 с каналом 8 наружного контура позволяет организовать смешение потоков воздуха 7 и газа 25 при минимальной длине и весе мотогондолы 9, что также способствует повышению экономичности, снижению веса двигателя 1 и устранению вредного влияния гондолы силовой установки на аэродинамические свойства крыла.The connection of the biotational turbine 4 with nozzles 34 with the channel 8 of the external circuit allows for the mixing of air flows 7 and gas 25 with the minimum length and weight of the engine nacelle 9, which also increases the economy, reduces the weight of the engine 1 and eliminates the harmful effect of the power plant nacelle on the aerodynamic properties of the wing.

Привод агрегатов от ротора компрессора ВД 30 обеспечивает легкий доступ к приводным и неприводным агрегатам, расположенным в хвостовой части двигателя, при их техобслуживании и замене.The drive of the units from the rotor of the compressor VD 30 provides easy access to the drive and non-drive units located in the rear of the engine during maintenance and replacement.

Claims (1)

Турбореактивный двухконтурный двигатель с биротативным вентилятором, расположенным в канале наружного контура и ограниченный с внешней стороны мотогондолой, а также газогенератором, отличающийся тем, что дополнительно снабжен реверсивным устройством с отклоняющими решетками, на выходе из канала наружного контура установлено сопло с подвижным в осевом направлении кожухом, а обтекатель газогенератора двигателя выполнен с шарнирной створкой, соединенной с исполнительным механизмом, при этомA turbojet dual-circuit engine with a rotational fan located in the channel of the external circuit and bounded on the outside by a nacelle, as well as a gas generator, characterized in that it is additionally equipped with a reversing device with deflecting grilles; a nozzle with an axially movable casing is installed at the outlet of the external circuit channel, and the fairing of the gas generator of the engine is made with a hinged leaf connected to the actuator, while Dс/Dв=1÷1,5; dк/dв=1,05÷1,3 и Fp/Fотв=3÷10, гдеD with / D in = 1 ÷ 1,5; d to / d in = 1.05 ÷ 1.3 and F p / F resp = 3 ÷ 10, where Dc - наружный диаметр сопла на выходе из канала наружного контура;D c - the outer diameter of the nozzle at the outlet of the channel of the outer loop; Dв - наружный диаметр биротативного вентилятора по входной кромке первой по потоку воздуха лопатки;D in - the outer diameter of the birotative fan along the inlet edge of the first blade air flow; dв - минимальный диаметр обтекателя газогенератора на срезе сопла;d in - the minimum diameter of the fairing of the gas generator at the nozzle exit; dк - максимальный наружный диаметр обтекателя газогенератора на срезе сопла;d to - the maximum outer diameter of the fairing of the gas generator at the nozzle exit; Fp - проходная площадь отклоняющих решеток реверсивного устройства;F p - the passage area of the deflecting grids of the reversing device; fотв - проходная площадь отверстий в створках и между створок обтекателя газогенератора в режиме реверсивной тяги двигателя.f holes - the passage area of openings in the flaps and slats of the fairing between the gas generator in the reverse thrust mode.
RU2005134742/06A 2005-11-09 2005-11-09 Double-flow turbojet engine with birotative fan RU2302544C1 (en)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2005134742/06A RU2302544C1 (en) 2005-11-09 2005-11-09 Double-flow turbojet engine with birotative fan

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2005134742/06A RU2302544C1 (en) 2005-11-09 2005-11-09 Double-flow turbojet engine with birotative fan

Publications (1)

Publication Number Publication Date
RU2302544C1 true RU2302544C1 (en) 2007-07-10

Family

ID=38316710

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2005134742/06A RU2302544C1 (en) 2005-11-09 2005-11-09 Double-flow turbojet engine with birotative fan

Country Status (1)

Country Link
RU (1) RU2302544C1 (en)

Cited By (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2555926C2 (en) * 2013-11-19 2015-07-10 Открытое Акционерное Общество "Уфимское Моторостроительное Производственное Объединение" (Оао "Умпо") Jet turbine engine overhaul method (versions) and jet turbine engine repaired according to this method (versions), overhaul of batch, resupplied group of jet turbine engines and jet turbine engine repaired by this method
RU2555929C2 (en) * 2013-11-19 2015-07-10 Открытое Акционерное Общество "Уфимское Моторостроительное Производственное Объединение" (Оао "Умпо") Jet turbine engine overhaul method (versions) and jet turbine engine repaired according to this method (versions), overhaul of batch, resupplied group of jet turbine engines and jet turbine engine repaired by this method
RU2555934C2 (en) * 2013-11-19 2015-07-10 Открытое Акционерное Общество "Уфимское Моторостроительное Производственное Объединение" (Оао "Умпо") Jet turbine engine overhaul method (versions) and jet turbine engine repaired according to this method (versions), overhaul of batch of resupplied group of jet turbine engines and jet turbine engine repaired by this method

Cited By (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2555926C2 (en) * 2013-11-19 2015-07-10 Открытое Акционерное Общество "Уфимское Моторостроительное Производственное Объединение" (Оао "Умпо") Jet turbine engine overhaul method (versions) and jet turbine engine repaired according to this method (versions), overhaul of batch, resupplied group of jet turbine engines and jet turbine engine repaired by this method
RU2555929C2 (en) * 2013-11-19 2015-07-10 Открытое Акционерное Общество "Уфимское Моторостроительное Производственное Объединение" (Оао "Умпо") Jet turbine engine overhaul method (versions) and jet turbine engine repaired according to this method (versions), overhaul of batch, resupplied group of jet turbine engines and jet turbine engine repaired by this method
RU2555934C2 (en) * 2013-11-19 2015-07-10 Открытое Акционерное Общество "Уфимское Моторостроительное Производственное Объединение" (Оао "Умпо") Jet turbine engine overhaul method (versions) and jet turbine engine repaired according to this method (versions), overhaul of batch of resupplied group of jet turbine engines and jet turbine engine repaired by this method

Similar Documents

Publication Publication Date Title
US11391240B2 (en) Gas turbine engine bifurcation located fan variable area nozzle
US20210108597A1 (en) Propulsion system architecture
RU2472961C2 (en) Turbofan with dual flow
JP5241215B2 (en) Passive guidance system and method for aircraft engine nozzle fluids
RU2435057C2 (en) Turbofan gas turbine engine with adjustable fan outlet guide vanes (versions)
US8151551B2 (en) Variable area fan nozzle thrust reverser
RU2433290C2 (en) Unit of fan on blade, and also turbofan gas turbine engine
EP2157305B1 (en) Gas turbine engine with variable area fan nozzle
US8418436B2 (en) Variable area fan nozzle and thrust reverser
US8418471B2 (en) Gas turbine engine having variable flow through a bifurcation having an intake with multiple louvers
EP3825538B1 (en) Variable area fan nozzle bearing track
US20120124964A1 (en) Gas turbine engine with improved fuel efficiency
JP2013506081A (en) Convertible fan engine
US20090288386A1 (en) Tri-body variable area fan nozzle and thrust reverser
JP2013506082A (en) Convertible fan engine with 2-block compressor
EP2074313B1 (en) Fan variable area nozzle with electromechanical actuator
US20180094605A1 (en) Turbofan engine for a civil supersonic aircraft
CA2720157A1 (en) Gas turbine engine with outer fans
CA2720158A1 (en) Multistage tip fan
EP3163053A1 (en) Bleed valve arrangement for a gas turbine engine
EP3036422A1 (en) High performance convergent divergent nozzle
CN113217582A (en) Gear box for engine
US20150192298A1 (en) Gas turbine engine with improved fuel efficiency
CN114909215A (en) Propulsion system configuration and method of operation
CN117005914A (en) Turbine and epicyclic gear assembly with axially offset sun and ring gears

Legal Events

Date Code Title Description
MM4A The patent is invalid due to non-payment of fees

Effective date: 20091110