RU2405958C2 - Смеситель для сопла с разделенным потоком - Google Patents

Смеситель для сопла с разделенным потоком Download PDF

Info

Publication number
RU2405958C2
RU2405958C2 RU2007109846/06A RU2007109846A RU2405958C2 RU 2405958 C2 RU2405958 C2 RU 2405958C2 RU 2007109846/06 A RU2007109846/06 A RU 2007109846/06A RU 2007109846 A RU2007109846 A RU 2007109846A RU 2405958 C2 RU2405958 C2 RU 2405958C2
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
mixer
ring
blade structure
turbojet engine
nozzle
Prior art date
Application number
RU2007109846/06A
Other languages
English (en)
Other versions
RU2007109846A (ru
Inventor
Эрик КОНЕТ (FR)
Эрик КОНЕТ
Эрик ФИЛИП (FR)
Эрик ФИЛИП
Лоран БАРУМ (FR)
Лоран БАРУМ
Original Assignee
Снекма Пропюльсьон Солид
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 Снекма Пропюльсьон Солид filed Critical Снекма Пропюльсьон Солид
Publication of RU2007109846A publication Critical patent/RU2007109846A/ru
Application granted granted Critical
Publication of RU2405958C2 publication Critical patent/RU2405958C2/ru

Links

Images

Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02K—JET-PROPULSION PLANTS
    • F02K1/00—Plants characterised by the form or arrangement of the jet pipe or nozzle; Jet pipes or nozzles peculiar thereto
    • F02K1/78—Other construction of jet pipes
    • F02K1/80—Couplings or connections
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02K—JET-PROPULSION PLANTS
    • F02K1/00—Plants characterised by the form or arrangement of the jet pipe or nozzle; Jet pipes or nozzles peculiar thereto
    • F02K1/46—Nozzles having means for adding air to the jet or for augmenting the mixing region between the jet and the ambient air, e.g. for silencing
    • F02K1/48—Corrugated nozzles
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2230/00—Manufacture
    • F05D2230/60—Assembly methods
    • F05D2230/64—Assembly methods using positioning or alignment devices for aligning or centring, e.g. pins
    • F05D2230/642—Assembly methods using positioning or alignment devices for aligning or centring, e.g. pins using maintaining alignment while permitting differential dilatation
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2260/00—Function
    • F05D2260/30—Retaining components in desired mutual position
    • Y—GENERAL 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
    • Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
    • Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
    • Y02T50/00—Aeronautics or air transport
    • Y02T50/60—Efficient propulsion technologies, e.g. for aircraft

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
  • Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
  • Ceramic Products (AREA)

Abstract

Смеситель для сопла с разделенными потоками турбореактивного двигателя содержит в направлении, определенном продольной осью, лопастную конструкцию из композитного материала с керамической матрицей, крепежное кольцо и средства жесткости. Лопастная конструкция предназначена для смешивания потоков, поступающих из турбореактивного двигателя, и содержит последовательность внутренних лопастей и внешних лопастей, распределенных по окружности вокруг продольной оси смесителя. Крепежное кольцо предназначено для прикрепления указанного смесителя к корпусу выхлопа сопла и выполнено из металлического материала. Средства жесткости соединяют внутренние лопасти лопастной конструкции с повышением ее механической устойчивости к давлению, порождаемому потоками, поступающими из турбореактивного двигателя. Лопастная конструкция прикреплена к крепежному кольцу при помощи гибких крепежных скоб с возможностью компенсирования разницы теплового расширения крепежного кольца и лопастной конструкции. Другое изобретение группы относится к турбореактивному двигателю, содержащему сопло с разделенными потоками, снабженному указанным выше смесителем. Изобретения позволяют снизить массу смесителя, а также повысить его жесткость. 2 н. и 9 з.п. ф-лы, 11 ил.

Description

Область техники, к которой относится изобретение
Настоящее изобретение относится к области сопел авиационных турбореактивных двигателей. Более конкретно, изобретение относится к соплам с разделенными потоками, снабженным смесителями потоков, которые позволяют уменьшить уровень шумов, испускаемых выходящей реактивной струей, и повысить кпд двигателя.
Уровень техники
Сопло с разделенными потоками турбореактивного двигателя обычно состоит из корпуса со сливающимися потоками, в котором заключен первичный кожух, ограничивающий первый кольцевой канал течения первичного (горячего) потока, поступающего из камеры сгорания, и вторичный кожух, концентрично расположенный вокруг первичного кожуха, ограничивающий второй кольцевой канал течения вторичного (холодного) потока, поступающего от вентилятора.
Для уменьшения уровня шумов реактивной струи, выходящей из такого сопла, в соответствии с известными технологиями используют смеситель, разработанный для облегчения смешивания первичного и вторичного потоков, выходящих из турбореактивного двигателя. Одной из наиболее часто используемых в настоящее время в гражданском авиастроении является конструкция лопастного смесителя, который обеспечивает радиальное смещение первичного и вторичного потоков, способствующее смешиванию этих потоков. Примеры осуществления лопастных смесителей для сопел с разделенными потоками описаны, например, в патентных публикациях ЕР 1141534, US 5755092, US 5924632 и US 5265807.
Так, в US 5265807 А, МПК F02K 1/46, 1993 описан смеситель для сопла с разделенными потоками турбореактивного двигателя, содержащий в направлении, определенном его продольной осью, металлическое крепежное кольцо для прикрепления смесителя к корпусу выхлопа сопла и лопастную конструкцию, предназначенную для смешивания потоков, поступающих из турбореактивного двигателя. Данный смеситель содержит также средства жесткости для образования соединения между внутренними лопастями лопастной конструкции с повышением ее механической устойчивости к давлению, порождаемому потоками, поступающими из турбореактивного двигателя.
Однако хотя использование смесителей такого типа и позволяет улучшить кпд и акустические характеристики турбореактивных двигателей с соплами с разделенными потоками, оно неизбежно влечет за собой увеличение массы сопла и нежелательные изменения динамических характеристик двигателя и его соединения с несущими элементами самолета. Действительно лопастные смесители по известным технологиям изготавливают из металлических материалов, обычно из материала Inconel® 625. Следовательно, его установка приводит к добавлению значительной дополнительной массы подвесных элементов двигателя, которое вызывает увеличение механической нагрузки на фланец корпуса выхлопа сопла, в частности, в случае воздействия предельных или чрезмерных нагрузок, например при потере лопатки или вследствие дисбаланса. Наличие такой дополнительной массы также увеличивает усилие, прилагаемое к соединениям двигателя с несущими элементами.
Ближайшим аналогом настоящего изобретения является смеситель для сопла с разделенными потоками турбореактивного двигателя, описанный в документе FR 2597157 А, МПК F02K 3/075, 1987. Данный смеситель содержит в направлении, определенном его продольной осью, лопастную конструкцию из композитного материала с керамической матрицей, предназначенную для смешивания потоков, поступающих из турбореактивного двигателя. Указанная лопастная конструкция содержит последовательность внутренних лопастей и внешних лопастей, распределенных по окружности вокруг продольной оси смесителя. Использование лопастной конструкции из композитного материала позволяет уменьшить механические нагрузки, порождаемые наличием дополнительной массы на выходе из сопла. Вместе с тем в данном смесителе предусмотрено индивидуальное крепление каждой лопасти в составе лопастной конструкции, что не позволяет обеспечить требуемую высокую жесткость конструкции смесителя и приводит к значительным вибрациям и деформации элементов смесителя.
Раскрытие изобретения
Задача, на решение которой направлено настоящее изобретение, заключается в создании новой конструкции лопастного смесителя для сопла с разделенными потоками, которая позволила бы уменьшить механические нагрузки, порождаемые наличием дополнительной массы на выходе из сопла, при одновременном обеспечении требуемой жесткости конструкции смесителя и соответственно низкого уровня вибраций и деформаций.
Для решения поставленной задачи в соответствии с изобретением предлагается смеситель, состоящий из двух частей, а именно крепежного кольца для прикрепления смесителя к корпусу выхлопа сопла и лопастной конструкции, предназначенной для смешивания потоков, поступающих из турбореактивного двигателя, причем лопастная конструкция изготовлена из композитного материала с керамической матрицей и содержит средства для образования соединения между, по меньшей мере, частью лопастей указанной лопастной конструкции. Кроме того, смеситель содержит средства жесткости для образования соединения между внутренними лопастями лопастной конструкции с повышением ее механической устойчивости к давлению, порождаемому потоками, поступающими из турбореактивного двигателя. При этом крепежное кольцо смесителя выполнено из металлического материала, а лопастная конструкция из композитного материала с керамической матрицей прикреплена к указанному кольцу при помощи гибких крепежных скоб с возможностью компенсирования разницы теплового расширения крепежного кольца и лопастной конструкции.
Таким образом, большая часть смесителя по изобретению, а именно лопастная конструкция, выполнена из композитного материала с керамической матрицей, что позволяет значительно уменьшить массу смесителя и, следовательно, сопла приблизительно на 30-50%.
Кроме того, поскольку лопастная конструкция выполнена из термоустойчивого композитного материала, она обладает высокими механическими характеристиками, которые сохраняются при высоких температурах.
Соединение, предусмотренное между лопастями, позволяет повысить жесткость и, следовательно, усилить лопастную конструкцию, что придает ей механическую прочность, по меньшей мере, равную прочности полностью металлических смесителей.
Под «композитными материалами с керамической матрицей (CMC)» понимаются материалы, образованные из усиливающих жаропрочных волокон (углеродных или керамических), уплотненных с использованием, по меньшей мере, частично керамической матрицы. В число таких материалов CMC входят, в частности, композитные материалы C/SiC (с усиливающими волокнами из углерода и матрицей из карбида кремния), композитные материалы C/C-SiC (с усиливающими волокнами из углерода и матрицей, содержащей углеродную фазу, обычно расположенную вблизи волокон, и карборундовую, то есть состоящую из карбида кремния, фазу), композитные материалы SiC/SiC (с усиливающими волокнами и матрицей из карбида кремния) и композитные материалы типа «оксид/оксид».
Лопастная конструкция может быть изготовлена из единого элемента или из нескольких секторов, соединенных между собой, что в некоторых случаях позволяет упростить изготовление лопастной конструкции и снизить стоимость замены элементов.
В соответствии с одним из аспектов изобретения указанное средство жесткости представляет собой кольцо жесткости, прикрепленное вблизи концов внутренних лопастей. Данное кольцо может быть изготовлено из металлического материала или композитного материала с композитной матрицей. Оно может быть прикреплено к внутренним лопастям при помощи винтовых соединений, причем кольцо содержит обтекаемые элементы, содержащие каждое из таких соединений, что позволяет ограничить аэродинамические потери и обеспечить устойчивость кольца к продольным нагрузкам.
Для компенсации разницы теплового расширения внешний кожух, преимущественно подверженный воздействию огибающего потока с температурой, меньшей, чем температура, воздействующая на внутреннее кольцо, преимущественно подверженное воздействию потока горячих газов, поступающих из камеры сгорания турбореактивного двигателя, может быть прикреплен к внутреннему кольцу при помощи гибких крепежных скоб с возможностью компенсирования разницы теплового расширения этих двух элементов.
Настоящее изобретение также предлагает турбореактивный двигатель, содержащий сопло с разделенными потоками, снабженное вышеописанным смесителем.
Краткое описание чертежей
Другие свойства и достоинства настоящего изобретения станут ясны из нижеследующего описания частных вариантов осуществления изобретения, содержащего ссылки на прилагаемые чертежи, которые иллюстрируют примеры осуществления изобретения, не накладывающие каких-либо ограничений. На чертежах:
- фиг.1 изображает в перспективе смеситель для сопла турбореактивного двигателя по одному из вариантов осуществления изобретения;
- фиг.2 представлена в увеличенном виде часть II смесителя по фиг.1;
- на фиг.3 представлен вид части смесителя по фиг.2 в разрезе по плоскости III;
- на фиг.4 представлена фронтальная проекция по направлению IV смесителя по фиг.1;
- на фиг.5А представлен вид смесителя по фиг.4 в разрезе по плоскости А;
- фиг.5В изображает в перспективе крепежную скобу по фиг.5А;
- на фиг.6А представлен вид смесителя по фиг.4 в разрезе по плоскости В;
- фиг.6В изображает в перспективе крепежную скобу по фиг.6А;
- фиг.7А изображает в перспективе сектора, используемые для формирования лопастной конструкции по другому варианту осуществления изобретения;
- фиг.7В изображает в перспективе лопастную конструкцию, получаемую путем соединения секторов по фиг.7А;
- на фиг.7С представлен увеличенный вид в разрезе по направлению VIIC лопастной конструкции по фиг.7В.
Осуществление изобретения
Фиг.1 иллюстрирует смеситель для сопла турбореактивного двигателя с разделенными потоками в соответствии с одним из вариантов осуществления изобретения. Смеситель, расположенный вдоль продольной оси Х-Х', содержит, с одной стороны, крепежное кольцо 10, изготовленное из металлического материала (например, из материала Inconel® 625), предназначенное для прикрепления смесителя к корпусу выхлопа сопла турбореактивного двигателя (не представлено), и, с другой стороны, лопастную конструкцию 20, на краю которой происходит смешивание внутреннего газового потока, поступающего из камеры сгорания турбореактивного двигателя (и называемого также горячим потоком или первичным потоком), который циркулирует внутри смесителя, с внешним потоком, поступающим, например, от вентилятора, расположенного перед смесителем относительно направления течения потоков (и называемого также холодным потоком или вторичным потоком), который циркулирует снаружи от смесителя.
Для ограничения шумов, порождаемых при слиянии двух потоков на выходе из смесителя, конструкция 20 содержит волнообразные элементы, образующие внешние лопасти 21 и внутренние лопасти 22, распределенные по окружности вокруг продольной оси Х-Х' смесителя. Как известно, использование такой лопастной конструкции в сопле со смесителем первичного потока со вторичным потоком позволяет контролировать процесс смешивания двух потоков с повышением кпд турбореактивного двигателя и уменьшением уровня шумов, создаваемых двигателем.
В соответствии с настоящим изобретением лопастная конструкция 20, изготавливаемая по известным технологиям из металлического материала, обычно из материала Inconel® 625, выполнена из композитного материала с керамической матрицей (CMC), т.е. материала, изготовленного с использованием усиливающих жаростойких волокон (углеродных или керамических), уплотненных при помощи, по меньшей мере, частично керамической матрицы.
Для изготовления лопастной конструкции по настоящему изобретению формируют волокнистую заготовку из жаростойких волокон (углеродных или керамических), форма которой, по существу, совпадает с формой изготавливаемой конструкции. Затем такую заготовку уплотняют по известным технологиям жидкостным и/или газовым методом.
Процесс уплотнения жидкостным методом заключается в пропитывании заготовки жидким составом, содержащим вещество, которое является прекурсором материала матрицы. Такой прекурсор обычно имеет форму полимера, например смолы, который может быть растворен в растворителе. Преобразование прекурсора в керамический материал осуществляют путем тепловой обработки, проводимой после удаления возможного растворителя и структурирования (ретикуляции) полимера. Для получения требуемой степени уплотнения может быть проведено несколько последовательных циклов пропитывания. Например, в качестве жидких прекурсоров углерода могут быть использованы смолы с высоким содержанием кокса, например фенольные смолы, а в качестве жидких прекурсоров керамических материалов, в частности SiC, могут быть использованы смолы типа поликарбосилана (PCS) или полититанкарбосилана (PTCS).
Процесс уплотнения газовым методом заключается в химической пропитке в парообразной фазе. Волокнистую заготовку, соответствующую изготавливаемой конструкции, помещают в печь, в которую вводят реагирующее газообразное вещество. Давление и температуру в печи, а также состав газообразной фазы подбирают так, чтобы обеспечить диффузию газообразной фазы в пористую структуру заготовки для формирования путем осаждения при соприкосновении с волокнами матрицы, образованной из твердого материала, получающегося в результате разложения одного из составляющих газообразной фазы или в результате химической реакции между различными составляющими. Например, в качестве газообразных прекурсоров углерода могут быть использованы углеводороды, например метан и/или пропан, из которых в процессе крекинга выделяется углерод, а в качестве газообразных прекурсоров керамических материалов, в частности SiC, может быть использован метилтрихлорсилан (MTS), причем SiC образуется в результате разложения MTS.
Существуют также смешанные технологии, использующие одновременно жидкостные и газовые методы.
Лопастная конструкция по изобретению может быть изготовлена из одного из следующих композитных материалов с керамической матрицей (CMC): композитный материал C/SiC (с усиливающими волокнами из углерода и карборундовой, то есть состоящей из карбида кремния, матрицей), композитный материал C/C-SiC (с усиливающими волокнами из углерода и матрицей, содержащей углеродную фазу, обычно расположенную ближе к волокнам, и карборундовую, то есть состоящую из карбида кремния, фазу), композитный материал SiC/SiC (с карборундовыми, то есть состоящими из карбида кремния, усиливающими волокнами и матрицей) и композитный материал типа «оксид/оксид».
Конструкция по изобретению может быть изготовлена в виде единого элемента. Однако лопастная конструкция также может быть собрана из нескольких секторов, соединенных между собой, что может быть удобно в некоторых случаях, в частности, в связи со сложностью формы изготавливаемой конструкции.
Один из вариантов осуществления разделенной на секторы лопастной конструкции проиллюстрирован на фиг.7А-7С. Как показано на фиг.7А, лопастная конструкция 200 образована соединением трех секторов 210, 220, 230, изготовленных из композитного материала с керамической матрицей с использованием одного из вышеописанных методов изготовления. Каждый из секторов изготавливают (включая изготовление волокнистой заготовки и ее уплотнение) по отдельности, что обеспечивает большую гибкость изготовления и технического обслуживания. Действительно в процессе изготовления размеры сектора могут быть выбраны в соответствии с возможностями средств производства. Например, размер секторов может быть подобран в соответствии с загрузочными мощностями печей для тепловой обработки в процессе уплотнения, которые обычно имеют диаметр около 1000 мм. Кроме того, в зависимости от типа материала, используемого для изготовления усиливающих волокон, может оказаться целесообразным разделение волокнистой заготовки на секторы, размеры которых соответствуют геометрии структуры используемого волокнистого материала. Помимо того, в случае возникновения неисправности (повреждения, поломки, износа и т.п.) в процессе изготовления или эксплуатации лопастной конструкции, замене подлежат только секторы, непосредственно затронутые такой неисправностью.
Изготовленные секторы соединяют краями так, чтобы образовать единую лопастную конструкцию 200, представленную на фиг.7В. В соответствии с одним из вариантов осуществления изобретения секторы могут быть скреплены между собой при помощи заклепочных соединений. Как показано на фиг.7С, края 211 и 231 соответственно двух соседних секторов 210 и 230 накладывают один на другой, причем каждый из краев 211 и 231 содержит соответственно отверстия 2110 и 2310, совмещающиеся при наложении краев секторов. Затем в каждый канал, образованный совместно двумя отверстиями 2110 и 2310, помещают заклепку 240, обеспечивающую скрепление секторов. Разумеется, для скрепления секторов между собой также могут быть использованы другие соединительные средства (например, болтовые соединения, пайка и т.п.).
Использование композитного материала с керамической матрицей для изготовления лопастной конструкции смесителя по изобретению позволяет значительно уменьшить массу сопла по сравнению с известными соплами, снабженными полностью металлическими смесителями. Действительно использование лопастной конструкции, изготовленной из композитного материала с керамической матрицей, а не из металла, позволяет уменьшить массу сопла на 30-50%. Кроме того, композитные материалы с керамической матрицей известны хорошими механическими характеристиками и способностью сохранять свои свойства при высоких температурах. Таким образом, лопастная конструкция по изобретению изготовлена из материала, особенно хорошо приспособленного для работы при температурах газового потока, образующихся в турбореактивном двигателе перед соплом, и в частности, при температурах горячих газов, поступающих из камеры сгорания.
Однако для повышения механической прочности и жесткости лопастной конструкции из композитного материала с керамической матрицей данная конструкция дополнительно содержит элементы жесткости. В соответствии с вариантом осуществления, проиллюстрированным на фиг.1, вблизи концов внутренних лопастей 22 конструкции 20 прикреплено кольцо 30 жесткости. Таким образом, лопастная конструкция 20 приобретает повышенную механическую устойчивость к давлению, порождаемому потоками, поступающими из турбореактивного двигателя. Точнее, поскольку каждый из концов внутренних лопастей жестко соединен с кольцом, лопастная конструкция не может быть деформирована течением ни внутреннего, ни внешнего потока. Кольцо 30 может быть выполнено из металлического материала или композитного материала с керамической матрицей. В соответствии с одним из вариантов осуществления изобретения вместо кольца 30 в качестве элемента жесткости лопастной конструкции может быть использован выхлопной конус (обтекатель) двигателя. В этом случае внутренние лопасти конструкции непосредственно прилегают к выхлопному конусу, который выполняет функции элемента жесткости.
Каждая из внутренних лопастей прикреплена к кольцу при помощи винтового соединения 40. Для обеспечения хорошего сопротивления кольца продольному изгибу, а также для ограничения аэродинамических потерь, винтовые соединения встроены в обтекаемые элементы. Более конкретно, как показано на фиг.2 и 3, с верхней (наружной) стороны лопастей предусмотрены прокладки 44, форма которых ограничивает возмущения течения внешнего потока Fext. Прокладка 44 содержит паз 441, в котором находится винт 42 соединения 40. Как показано на фиг.3, вследствие этого винт 42 не выступает из наружной лопасти 22. Аналогичным образом с нижней (внутренней) стороны лопасти 22, прилегающей к кольцу 30, винтовое соединение 40 заключено в профилированный обтекатель 31, прикрепленный к кольцу 30. Обтекатель 31 имеет аэродинамическую форму, максимально ограничивающую влияние соединения 40 на течение внутреннего потока Fint. Обтекатель 31 содержит отверстие 31а, позволяющее надеть завинчивающий инструмент на гайку 41 соединения 40. Обтекатель также увеличивает устойчивость кольца к продольному давлению.
На фиг.4 представлены средства соединения, используемые в соответствии с одним из вариантов осуществления смесителя по изобретению, с одной стороны, для прикрепления лопастной конструкции 20 к крепежному кольцу 10, а с другой стороны, для прикрепления внешнего кожуха 11 к внутреннему кольцу 12.
Одна из особенностей композитных материалов с керамической матрицей, из которых изготовлена лопастная конструкция 20, заключается в их малом коэффициенте теплового расширения по сравнению с металлическими материалами, из которых выполнены другие элементы смесителя, в частности внутреннее кольцо 12, к которому прикреплена лопастная конструкция 20. Эти элементы подвержены воздействию крайне высоких температур, создаваемых газами сгорания двигателя. Для компенсации разницы расширения лопастной конструкции из композитного материала с керамической матрицей и внутреннего кольца 12 из металлического материала используют гибкие металлические крепежные скобы 13, позволяющие компенсировать такую разницу в тепловом расширении и ограничить механическое давление, оказываемое на лопастную конструкцию. Как показано на фиг.5А и 5В, верхняя (наружная) часть скоб 13 содержит отверстия 13с, которые совмещают с отверстиями 20а лопастной конструкции для проведения сквозь них болтовых соединений 132. Нижняя внутренняя часть скоб 13 содержит отверстия 13b, которые совмещают с отверстиями 12а внутреннего кольца 12, причем скрепление данных элементов обеспечивают болтовые соединения 131. Гибкие скобы 13 дополнительно содержат отверстия 13а, через которые проводят гаечные ключи для закрепления болтовых соединений.
Аналогичным образом для компенсации разницы в тепловом расширении внешнего кожуха 11 и внутреннего кольца 12, на которые воздействуют потоки (соответственно первичный и вторичный) разных температур, используют гибкие металлические крепежные скобы 14, прикрепленные, с одной стороны, к внутреннему кольцу 12 болтовыми соединениями 141, а с другой стороны, к внешнему кожуху 11 заклепками 142 (см. фиг.6А и 6В).
Таким образом, конструкция смесителя по изобретению позволяет уменьшить массу навесных элементов, что ограничивает возможную механическую нагрузку на фланец корпуса выхлопа сопла в случае возникновения значительных нагрузок, вызванных, например, потерей лопатки или дисбалансом. Уменьшенная масса смесителя по изобретению также позволяет уменьшить усилие, прикладываемое к соединению двигателя с несущими элементами.

Claims (11)

1. Смеситель для сопла с разделенными потоками турбореактивного двигателя, содержащий в направлении, определенном продольной осью (Х-Х'), лопастную конструкцию (20) из композитного материала с керамической матрицей, предназначенную для смешивания потоков, поступающих из турбореактивного двигателя, причем указанная лопастная конструкция содержит последовательность внутренних лопастей (22) и внешних лопастей (21), распределенных по окружности вокруг продольной оси (Х-Х') смесителя, отличающийся тем, что дополнительно содержит крепежное кольцо (10) для прикрепления указанного смесителя к корпусу выхлопа сопла, а также средства жесткости для образования соединения между внутренними лопастями (22) лопастной конструкции с повышением ее механической устойчивости к давлению, порождаемому потоками, поступающими из турбореактивного двигателя, при этом крепежное кольцо (10) смесителя выполнено из металлического материала, а лопастная конструкция (20) из композитного материала с керамической матрицей прикреплена к указанному кольцу при помощи гибких крепежных скоб (13) с возможностью компенсирования разницы теплового расширения крепежного кольца и лопастной конструкции.
2. Смеситель по п.1, отличающийся тем, что лопастная конструкция (20) изготовлена из композитного материала с керамической матрицей, выбранного из композитных материалов типа C/SiC, C/C-SiC, SiC/SiC и «оксид/оксид».
3. Смеситель по п.1, отличающийся тем, что средства жесткости выполнены в виде кольца (30) жесткости, прикрепленного вблизи концов внутренних лопастей (22) лопастной конструкции (20).
4. Смеситель по п.3, отличающийся тем, что кольцо (30) жесткости выполнено из металлического материала или композитного материала с керамической матрицей.
5. Смеситель по п.3, отличающийся тем, что кольцо (30) жесткости прикреплено к внутренним лопастям (22) винтовыми соединениями (40), причем кольцо дополнительно содержит обтекаемые элементы для встраивания каждого из соединений (40) с возможностью уменьшения аэродинамических потерь и увеличения устойчивости кольца к продольным нагрузкам.
6. Смеситель по п.5, отличающийся тем, что кольцо (30) жесткости содержит профилированный обтекатель (31), закрывающий части винтовых соединений (40), выступающие с внутренней стороны кольца жесткости.
7. Смеситель по п.5, отличающийся тем, что каждое из винтовых соединений (40) содержит обтекаемую прокладку (44), расположенную на внутренней лопасти (22), в которой размещена часть (42) винтового соединения, выступающая из поверхности внутренней лопасти.
8. Смеситель по п.1, отличающийся тем, что лопастная конструкция (200) изготовлена из нескольких соединенных между собой секторов (210, 220, 230).
9. Смеситель по п.1, отличающийся тем, что лопастная конструкция изготовлена в виде единого элемента.
10. Смеситель по п.1, отличающийся тем, что крепежное кольцо (10) содержит внутреннее кольцо (12), преимущественно подверженное воздействию потока горячих газов, поступающих из камеры сгорания турбореактивного двигателя, и внешний кожух (11), преимущественно подверженный воздействию огибающего потока меньшей температуры, причем указанный внешний кожух прикреплен к внутреннему кольцу при помощи гибких крепежных скоб (14) с возможностью компенсирования разницы теплового расширения этих двух элементов.
11. Турбореактивный двигатель, содержащий сопло с разделенными потоками, отличающийся тем, что сопло снабжено смесителем, охарактеризованным в любом из пп.1-10.
RU2007109846/06A 2004-09-29 2005-09-28 Смеситель для сопла с разделенным потоком RU2405958C2 (ru)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
FR0410296 2004-09-29
FR0410296A FR2875854B1 (fr) 2004-09-29 2004-09-29 Melangeur pour tuyere a flux separes

Publications (2)

Publication Number Publication Date
RU2007109846A RU2007109846A (ru) 2008-11-10
RU2405958C2 true RU2405958C2 (ru) 2010-12-10

Family

ID=34951887

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2007109846/06A RU2405958C2 (ru) 2004-09-29 2005-09-28 Смеситель для сопла с разделенным потоком

Country Status (11)

Country Link
US (1) US7677026B2 (ru)
EP (1) EP1797310B1 (ru)
JP (1) JP4740249B2 (ru)
CN (1) CN101031713B (ru)
CA (1) CA2582028C (ru)
DE (1) DE602005015467D1 (ru)
ES (1) ES2329392T3 (ru)
FR (1) FR2875854B1 (ru)
RU (1) RU2405958C2 (ru)
UA (1) UA91691C2 (ru)
WO (1) WO2006035186A1 (ru)

Cited By (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2494271C1 (ru) * 2012-04-16 2013-09-27 Открытое акционерное общество "Авиадвигатель" Турбореактивный двигатель
RU2656514C2 (ru) * 2012-06-28 2018-06-05 Снекма Газотурбинный двигатель, содержащий композитную деталь и металлическую деталь, связанные устройством упругого крепления
RU2737061C2 (ru) * 2016-08-02 2020-11-24 Зе Боинг Компани Выхлопная труба (варианты), механизм жесткости для выхлопной трубы и способ увеличения резонансной частоты выхлопной системы, содержащей выхлопную трубу

Families Citing this family (68)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
DE102006026386B3 (de) * 2006-06-07 2008-01-24 Hexagon Metrology Gmbh Vorrichtung zum Verbinden einer Pinole eines Koordinatenmessgerätes mit einem Tastkopf
FR2912469B1 (fr) 2007-02-12 2009-05-08 Snecma Propulsion Solide Sa Procede de fabrication d'une structure a lobes de melangeur de flux en cmc pour moteur aeronautique a turbine de gaz.
FR2914955B1 (fr) * 2007-04-10 2009-07-10 Snecma Propulsion Solide Sa Melangeur en cmc a capotage externe structural
US7882696B2 (en) * 2007-06-28 2011-02-08 Honeywell International Inc. Integrated support and mixer for turbo machinery
US8726675B2 (en) 2007-09-07 2014-05-20 The Boeing Company Scalloped flexure ring
US20090067917A1 (en) * 2007-09-07 2009-03-12 The Boeing Company Bipod Flexure Ring
US8047004B2 (en) * 2008-02-12 2011-11-01 The Boeing Company Stave and ring CMC nozzle
FR2935753B1 (fr) * 2008-09-08 2011-07-01 Snecma Propulsion Solide Liaisons souples a butee pour fixation de piece en cmc
US20100199626A1 (en) * 2008-12-31 2010-08-12 Benjamin Roland Harding Turbine engine exhaust gas tube mixer
US8739513B2 (en) * 2009-08-17 2014-06-03 Pratt & Whitney Canada Corp. Gas turbine engine exhaust mixer
US20110126512A1 (en) * 2009-11-30 2011-06-02 Honeywell International Inc. Turbofan gas turbine engine aerodynamic mixer
US8978388B2 (en) 2011-06-03 2015-03-17 General Electric Company Load member for transition duct in turbine system
US9514734B1 (en) 2011-06-30 2016-12-06 The United States Of America As Represented By The Administrator Of National Aeronautics And Space Administration Acoustic liners for turbine engines
DE102011106964A1 (de) * 2011-07-08 2013-01-10 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg Fluggasturbinentriebwerk mit Lagerung eines Blütenmischers
FR2981700B1 (fr) 2011-10-24 2016-08-26 Snecma Propulsion Solide Dispositif de fixation d'une piece creuse
US8984890B2 (en) * 2011-10-31 2015-03-24 General Electric Company Turbofan engine mixer assembly
FR2987078B1 (fr) * 2012-02-17 2016-11-25 Snecma Propulsion Solide Ensemble d'arriere-corps de moteur aeronautique a turbine a gaz
FR2988777B1 (fr) * 2012-03-29 2014-04-25 Snecma Propulsion Solide Integration de pieces d'arriere-corps de moteur aeronautique
BR112014026533A2 (pt) 2012-04-27 2017-06-27 Gen Electric montagem de motor de turbina a gás.
WO2014058502A2 (en) 2012-07-31 2014-04-17 General Electric Company Ceramic centerbody and method of making
FR2994712B1 (fr) * 2012-08-27 2018-04-13 Safran Aircraft Engines Procede d'assemblage d'une tuyere et d'un carter d'echappement d'une turbomachine
US9188024B2 (en) 2013-02-22 2015-11-17 Pratt & Whitney Canada Corp. Exhaust section for bypass gas turbine engines
WO2014149604A1 (en) * 2013-03-15 2014-09-25 United Technologies Corporation Apu exhaust system
US9631542B2 (en) * 2013-06-28 2017-04-25 General Electric Company System and method for exhausting combustion gases from gas turbine engines
GB201315449D0 (en) * 2013-08-30 2013-10-16 Rolls Royce Plc A flow detector arrangement
CN103790733A (zh) * 2014-01-22 2014-05-14 李竟儒 一种能降低喷气式飞机喷气噪声的装置
US10197009B2 (en) 2014-07-30 2019-02-05 Pratt & Whitney Canada Corp. Gas turbine engine ejector
US9745919B2 (en) * 2014-07-30 2017-08-29 Pratt & Whitney Canada Corp. Gas turbine engine exhaust ejector/mixer
US10451001B2 (en) * 2014-12-09 2019-10-22 Rolls-Royce Corporation CMC oxide-oxide mixer design
EP3250856B1 (en) * 2015-01-29 2020-10-07 Siemens Energy, Inc. Fuel injector including a lobed mixer and vanes for injecting alternate fuels in a gas turbine
US10480451B2 (en) * 2015-04-17 2019-11-19 The Boeing Company Systems and methods for restricting movement in flexible ducts
US9551239B2 (en) * 2015-04-22 2017-01-24 Rohr, Inc. Exhaust assembly center body
US10082043B2 (en) * 2015-06-25 2018-09-25 Pratt & Whitney Canada Corp. Segmented multi-lobe mixer
CN104989561A (zh) * 2015-07-14 2015-10-21 中国航空工业集团公司沈阳发动机设计研究所 一种非轴对称混合器及具有其的飞机
EP3135892B1 (en) * 2015-08-27 2018-09-12 Rolls-Royce North American Technologies, Inc. Exhaust mixer with outer lobe constraint band
CN105402048B (zh) * 2015-11-30 2017-06-13 南京航空航天大学 一种用于二元喷管出口的低红外特征波瓣引射混合装置
US10502425B2 (en) 2016-06-03 2019-12-10 General Electric Company Contoured shroud swirling pre-mix fuel injector assembly
US10337738B2 (en) 2016-06-22 2019-07-02 General Electric Company Combustor assembly for a turbine engine
US10197279B2 (en) 2016-06-22 2019-02-05 General Electric Company Combustor assembly for a turbine engine
US11022313B2 (en) 2016-06-22 2021-06-01 General Electric Company Combustor assembly for a turbine engine
DE102016217033A1 (de) 2016-09-07 2018-03-08 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg Mischerbaugruppe für ein Turbofan-Triebwerk
US10352569B2 (en) 2016-11-04 2019-07-16 General Electric Company Multi-point centerbody injector mini mixing fuel nozzle assembly
US10295190B2 (en) 2016-11-04 2019-05-21 General Electric Company Centerbody injector mini mixer fuel nozzle assembly
US10724740B2 (en) 2016-11-04 2020-07-28 General Electric Company Fuel nozzle assembly with impingement purge
US10465909B2 (en) 2016-11-04 2019-11-05 General Electric Company Mini mixing fuel nozzle assembly with mixing sleeve
US10393382B2 (en) 2016-11-04 2019-08-27 General Electric Company Multi-point injection mini mixing fuel nozzle assembly
DE102016222583A1 (de) * 2016-11-16 2018-05-17 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg Mischer für ein Triebwerk hergestellt aus mindestens einem Verbundwerkstoff, Herstellungsverfahren und Herstellungsvorrichtung
FR3061749B1 (fr) 2017-01-11 2020-05-01 Safran Aircraft Engines Melangeur de flux a epaisseur evolutive
US10634353B2 (en) 2017-01-12 2020-04-28 General Electric Company Fuel nozzle assembly with micro channel cooling
US11118481B2 (en) 2017-02-06 2021-09-14 Raytheon Technologies Corporation Ceramic matrix composite turbine exhaust assembly for a gas turbine engine
FR3066714B1 (fr) * 2017-05-23 2021-01-08 Safran Nacelles Piece tubulaire a volutes en composite et structure fibreuse pour la draper
US10738649B2 (en) * 2017-08-03 2020-08-11 Rolls-Royce Corporation Reinforced oxide-oxide ceramic matrix composite (CMC) component and method of making a reinforced oxide-oxide CMC component
US10890329B2 (en) 2018-03-01 2021-01-12 General Electric Company Fuel injector assembly for gas turbine engine
US11028778B2 (en) 2018-09-27 2021-06-08 Pratt & Whitney Canada Corp. Engine with start assist
US11353240B2 (en) 2018-10-02 2022-06-07 United States Of America As Represented By The Administrator Of Nasa Low drag, variable-depth acoustic liner
US11181269B2 (en) 2018-11-15 2021-11-23 General Electric Company Involute trapped vortex combustor assembly
US10935245B2 (en) 2018-11-20 2021-03-02 General Electric Company Annular concentric fuel nozzle assembly with annular depression and radial inlet ports
US11073114B2 (en) 2018-12-12 2021-07-27 General Electric Company Fuel injector assembly for a heat engine
US11286884B2 (en) 2018-12-12 2022-03-29 General Electric Company Combustion section and fuel injector assembly for a heat engine
DE102019202072B4 (de) * 2019-02-15 2023-10-26 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg Triebwerksbaugruppe mit Abdeckteil
US11156360B2 (en) 2019-02-18 2021-10-26 General Electric Company Fuel nozzle assembly
CN112112743B (zh) * 2020-09-02 2021-12-10 南昌航空大学 一种剑形深波谷交变波瓣喷管
FR3115833B1 (fr) * 2020-11-05 2022-12-02 Safran Ceram Fixation d’un cône d’éjection dans une turbine de turbomachine
CN114012875B (zh) * 2021-11-24 2022-11-15 西北工业大学 一种陶瓷基复合材料混合器的预制体定型模具及使用方法
US11873737B1 (en) * 2022-07-22 2024-01-16 Pratt & Whitney Canada Corp. Flow deflector for aperture in gas turbine engine flowpath wall
CN115234938B (zh) * 2022-09-21 2022-11-25 中国空气动力研究与发展中心空天技术研究所 用于旁路引气高马赫数涡轮发动机气流掺混器及设计方法
CN115717568B (zh) * 2022-12-27 2024-08-30 西安鑫垚陶瓷复合材料股份有限公司 一种陶瓷基复合材料混合器的安装装置
US20240229739A1 (en) * 2023-01-09 2024-07-11 Pratt & Whitney Canada Corp. Aircraft engine exhaust mixer

Family Cites Families (17)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4335801A (en) * 1980-12-15 1982-06-22 The Boeing Company Noise suppressing nozzle
FR2498793A1 (fr) * 1981-01-29 1982-07-30 Snecma Garniture insonorisante pour conduit de gaz notamment pour veine de soufflante de turboreacteur et outillage pour sa fabrication
FR2597157B1 (fr) * 1986-04-15 1990-01-26 Snecma Melangeur de flux multilobe a section d'ecoulement variable pour turboreacteurs double flux ou multiflux
GB2209054B (en) * 1987-08-26 1992-04-15 Rolls Royce Plc Gas turbine nozzles
FR2623249A1 (fr) * 1987-11-12 1989-05-19 Snecma Ensemble constitue de deux pieces en materiaux ayant des coefficients de dilatation differents, reliees entre elles et methode d'assemblage
US5265807A (en) * 1992-06-01 1993-11-30 Rohr, Inc. Aerodynamic stiffening ring for an aircraft turbine engine mixer
JPH08135504A (ja) * 1994-11-11 1996-05-28 Ishikawajima Harima Heavy Ind Co Ltd 航空機エンジンの流体混合器
FR2740175B1 (fr) 1995-10-18 1997-11-21 Snecma Dispositif de pylone associe au melangeur d'une tuyere d'ejection de turboreacteur a flux melangeur
US5924632A (en) 1996-05-02 1999-07-20 The United States Of America As Represented By The Administrator Of The National Aeronautics And Space Administration Jet nozzle having centerbody for enhanced exit area mixing
US6012281A (en) 1997-08-18 2000-01-11 United Technologies Corporation Noise suppressing fluid mixing system for a turbine engine
AU2404000A (en) * 1999-01-04 2000-07-24 Allison Advanced Development Company Exhaust mixer and apparatus using same
US6412283B1 (en) * 2000-02-24 2002-07-02 Honeywell International, Inc. Deep lobed deswirling diffuser tailpipe
JP2001271710A (ja) * 2000-03-24 2001-10-05 Ishikawajima Harima Heavy Ind Co Ltd ジェットエンジン用騒音低減装置及び排気ノズル
JP3978766B2 (ja) * 2001-11-12 2007-09-19 株式会社Ｉｈｉ バンド部付きセラミックス基複合部材とその製造方法
JP4061574B2 (ja) * 2002-04-25 2008-03-19 株式会社Ｉｈｉ ガスタービン用のローブミキサ
US6648597B1 (en) * 2002-05-31 2003-11-18 Siemens Westinghouse Power Corporation Ceramic matrix composite turbine vane
US6773215B2 (en) * 2002-09-11 2004-08-10 United Technologies Corporation Fastener assembly for use with composite articles

Cited By (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2494271C1 (ru) * 2012-04-16 2013-09-27 Открытое акционерное общество "Авиадвигатель" Турбореактивный двигатель
RU2656514C2 (ru) * 2012-06-28 2018-06-05 Снекма Газотурбинный двигатель, содержащий композитную деталь и металлическую деталь, связанные устройством упругого крепления
RU2737061C2 (ru) * 2016-08-02 2020-11-24 Зе Боинг Компани Выхлопная труба (варианты), механизм жесткости для выхлопной трубы и способ увеличения резонансной частоты выхлопной системы, содержащей выхлопную трубу

Also Published As

Publication number Publication date
FR2875854B1 (fr) 2009-04-24
JP4740249B2 (ja) 2011-08-03
WO2006035186A1 (fr) 2006-04-06
EP1797310A1 (fr) 2007-06-20
DE602005015467D1 (de) 2009-08-27
CA2582028C (en) 2013-05-21
EP1797310B1 (fr) 2009-07-15
CN101031713A (zh) 2007-09-05
FR2875854A1 (fr) 2006-03-31
US20080115484A1 (en) 2008-05-22
JP2008514848A (ja) 2008-05-08
RU2007109846A (ru) 2008-11-10
US7677026B2 (en) 2010-03-16
CA2582028A1 (en) 2006-04-06
UA91691C2 (ru) 2010-08-25
ES2329392T3 (es) 2009-11-25
CN101031713B (zh) 2015-04-15

Similar Documents

Publication Publication Date Title
RU2405958C2 (ru) Смеситель для сопла с разделенным потоком
CA2683168C (en) A cmc mixer having a structural outer cowling
RU2474716C2 (ru) Газовая турбина с разделенными потоками для авиационного двигателя, выхлопная система газовой турбины и способ сборки выхлопной системы
JP5372575B2 (ja) Ｃｍｃ材料で作られ且つセクターに更に分割されたガス・タービンの燃焼チャンバ
CN107120687B (zh) 燃烧器组件
US8146372B2 (en) Gas turbine combustion chamber having inner and outer walls subdivided into sectors
RU2493395C2 (ru) Гибкие упорные связи для крепления деталей из композитных материалов с керамической матрицей
EP2286066B1 (en) Sealing arrangement for turbine engine having ceramic components
JP2006002765A (ja) ガスタービンにおけるｃｍｃ壁部を有する燃焼室へのタービンノズルの取り付け
JP2005207421A (ja) バイパスターボジェットのアフターバーナ装置用の一体型フレームホルダアーム
CN111989462B (zh) 负载承载cmc喷嘴膜片
EP3211312B1 (en) Combustor assembly
EP3708811B1 (en) Engine exhaust skin connection system
US20170248313A1 (en) Combustor Assembly

Legal Events

Date Code Title Description
PC43 Official registration of the transfer of the exclusive right without contract for inventions

Effective date: 20140815

MM4A The patent is invalid due to non-payment of fees

Effective date: 20170929