RU2302544C1 - Double-flow turbojet engine with birotative fan - Google Patents
Double-flow turbojet engine with birotative fan Download PDFInfo
- 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
Links
Images
Abstract
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
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
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;
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
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
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
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
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
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
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
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
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
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
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
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
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)
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)
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 |
-
2005
- 2005-11-09 RU RU2005134742/06A patent/RU2302544C1/en not_active IP Right Cessation
Cited By (3)
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 |