RU2446303C2 - Турбомашина двухконтурной конструкции с косвенным изменением сечения горловины для выпуска газов и способ такого изменения - Google Patents
Турбомашина двухконтурной конструкции с косвенным изменением сечения горловины для выпуска газов и способ такого изменения Download PDFInfo
- Publication number
- RU2446303C2 RU2446303C2 RU2007129434/06A RU2007129434A RU2446303C2 RU 2446303 C2 RU2446303 C2 RU 2446303C2 RU 2007129434/06 A RU2007129434/06 A RU 2007129434/06A RU 2007129434 A RU2007129434 A RU 2007129434A RU 2446303 C2 RU2446303 C2 RU 2446303C2
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- air
- turbomachine
- section
- neck
- channel
- Prior art date
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
- F02K1/28—Plants characterised by the form or arrangement of the jet pipe or nozzle; Jet pipes or nozzles peculiar thereto using fluid jets to influence the jet flow
- F02K1/30—Plants characterised by the form or arrangement of the jet pipe or nozzle; Jet pipes or nozzles peculiar thereto using fluid jets to influence the jet flow for varying effective area of jet pipe or nozzle
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
- F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
- F01D9/00—Stators
- F01D9/06—Fluid supply conduits to nozzles or the like
- F01D9/065—Fluid supply or removal conduits traversing the working fluid flow, e.g. for lubrication-, cooling-, or sealing fluids
-
- 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
- F02K1/38—Introducing air inside the jet
- F02K1/386—Introducing air inside the jet mixing devices in the jet pipe, e.g. for mixing primary and secondary flow
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
- F02K—JET-PROPULSION PLANTS
- F02K3/00—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan
- F02K3/02—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan in which part of the working fluid by-passes the turbine and combustion chamber
- F02K3/04—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan in which part of the working fluid by-passes the turbine and combustion chamber the plant including ducted fans, i.e. fans with high volume, low pressure outputs, for augmenting the jet thrust, e.g. of double-flow type
- F02K3/06—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan in which part of the working fluid by-passes the turbine and combustion chamber the plant including ducted fans, i.e. fans with high volume, low pressure outputs, for augmenting the jet thrust, e.g. of double-flow type with front fan
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Combustion & Propulsion (AREA)
- Physics & Mathematics (AREA)
- Fluid Mechanics (AREA)
- Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
- Jet Pumps And Other Pumps (AREA)
- Supercharger (AREA)
Abstract
Турбомашина двухконтурной конструкции содержит газотурбинный двигатель, снабженный воздуходувкой, расположенной симметрично относительно продольной оси турбомашины, а также кольцеобразной гондолой, симметрично расположенной вдоль продольной оси турбомашины и охватывающей газотурбинный двигатель с целью формирования совместно с газотурбинным двигателем кольцеобразного канала, предназначенного для циркуляции холодного потока, проходящего через турбомашину. Передний край гондолы охватывает воздуходувку газотурбинного двигателя, а задний неподвижный край образует трубу для выпуска отработанных газов, выводимых из турбомашин. Труба для выпуска отработанных газов имеет такое сечение горловины, которое соответствует ее минимальному поперечному сечению. Турбомашина дополнительно содержит средства для отбора воздуха из канала, предназначенного для циркуляции потока холодного воздуха, в месте, расположенном непосредственно перед сечением горловины трубы для выпуска отработанных газов; средства для нагнетания отобранного воздуха в месте, расположенном непосредственно за выпускным сечением горловины трубы для выпуска отработанных газов. Нагнетание производится с возможностью обеспечения открытия косвенным образом сечения горловины. Турбомашина также содержит средства для отбора и сжатия воздуха, наружного по отношению к турбомашине, и средства для нагнетания отобранного воздуха в месте, расположенном в непосредственной близости от выпускного сечения горловины, в, по существу, перпендикулярном направлении или даже противоположном направлению потока воздуха, циркулирующего внутри канала, предназначенного для циркуляции потока холодного воздуха, и таким образом, чтобы обеспечивалась возможность перекрытия, косвенным образом, сечения горловины за счет аэродинамической блокировки расхода воздуха, проходящего через указанное сечение горловины. Средства отбора наружного воздуха представлены, по меньшей мере, одним отверстием для ввода наружного воздуха, выходящим во внутреннюю полость турбомашины и соединенным с входным отверстием насоса, оборудованного модулем объемной упругости и установленного во внутренней полости газотурбинного двигателя. Изобретение направлено на создание турбомашины двухконтурной конструкции с трубой для выпуска газов с постоянными геометрическими размерами, сечение которой в месте выпуска из нее газов может косвенным образом изменяться в зависимости от требуемого режима работы турбомашины. 2 н. и 6 з.п. ф-лы, 4 ил.
Description
Область техники
Настоящее изобретение относится к общей области применения труб для выпуска отработанных газов, которыми оборудуются турбомашины двухконтурной конструкции с переменным сечением отверстия, более конкретно к турбомашинам с неподвижной трубой для выпуска отработанных газов, сечение горловины которых способно при этом изменяться косвенным образом.
Турбомашина двухконтурной конструкции состоит, в частности, из газотурбинного двигателя, снабженного воздуходувкой, расположенной вдоль продольной оси турбомашины, и из кольцеобразной гондолы, симметрично расположенной вдоль продольной оси турбомашины и охватывающей газотурбинный двигатель, причем передний край гондолы охватывает воздуходувку газотурбинного двигателя, а ее задний край формирует собой трубу для выпуска отработанных газов, покидающих турбомашину. В предлагаемом изобретении автор предлагает понимать под термином «сечение горловины трубы» то поперечное сечение вторичного канала, которое является самым малым на всем протяжении рассматриваемой трубы.
Предшествующий уровень техники
Хорошо известно, что при изменении сечения горловины трубы турбомашины появляется возможность управлять расходом воздуходувки таким образом, что указанная турбомашина начинает работать в таких условиях, которые будут соответствовать ее оптимальной производительности независимо от того режима, в котором работает турбомашина.
Применение труб для выпуска отработанных газов с геометрически переменным сечением отверстия для выпуска указанных газов широко применяется в военной технике. В известных конструкциях такой техники применяются, как правило, створки, располагаемые в продолжении заднего конца наружной оболочки трубы для выпуска отработанных газов, причем за счет поворота этих створок можно либо уменьшать, либо, напротив, увеличивать размер выпускного сечения трубы для выпуска отработанных газов.
Тем не менее, подобное техническое решение достаточно трудно реализовать на практике при использовании труб турбомашин не военного, а гражданского, назначения. Указанное обстоятельство связано, прежде всего, с появлением напряжений, возникающих при установке гондолы в определенное положение по отношению к крыльям самолета, а также с необходимостью обеспечения соответствующего дорожного просвета, а также соответствующей толщины и формы задних кромок гондолы. Кроме того, стоимость изготовления подобных труб с переменным сечением отверстия для выпуска отработанных газов все еще достаточно высока.
В связи с указанными обстоятельствами, трубы, используемые в аппаратах гражданского назначения, имеют, как правило, геометрически постоянное в отношении размеров сечение в месте выпуска из них газов, причем величина указанного сечения специально подбирается оптимальной для выполнения именно полетов по маршруту, которые представляют собой основную часть работы гражданской авиации. Этим объясняется, в частности, тот факт, что трубы для выпуска газов с постоянными геометрическими размерами сечения работают не достаточно устойчиво как на высоких рабочих режимах (соответствующих режимам взлета летательного аппарата и набора им высоты), так и на низких рабочих режимах (соответствующих режимам спуска, приближения летательного аппарата к месту посадки и торможения двигателей).
Сущность изобретения
Настоящее изобретение имеет основной задачей устранить вышеуказанные недостатки и разработать турбомашину двухконтурной конструкции с трубой для выпуска газов с постоянными геометрическими размерами, сечение которой в месте выпуска из нее газов может косвенным образом изменяться в зависимости от требуемого режима работы турбомашины.
В соответствии с предлагаемым изобретением, решение указанной задачи обеспечивается за счет применения турбомашин, оборудованных средствами отбора воздуха из канала циркуляции холодного воздуха турбомашины в месте, расположенном непосредственно перед выпускным сечением горловины трубы для выпуска отработанных газов, а также средствами для нагнетания воздуха, отбираемого в месте, расположенном непосредственно за выпускным сечением горловины трубы для выпуска отработанных газов, что позволяет обеспечивать, косвенным образом, открытие сечения горловины трубы.
Таким образом, нагнетание воздуха в месте, расположенном непосредственно за выпускным сечением горловины трубы для выпуска отработанных газов, позволяет увеличить, косвенным образом, расход воздуха, проходящего через указанное выпускное сечение, что равноценно открытию выпускного сечения трубы для выпуска отработанных газов, при сохранении тех же самых геометрических размеров сечения горловины. Указанное косвенное изменение сечения горловины имеет следующие преимущества: требуется применение малого количества деталей, простота монтажа и совместимость с турбомашинами существующих конструкций. Существует еще одно немаловажное преимущество, а именно возможность снижения акустических излучений.
Турбомашина согласно предлагаемому изобретению содержит помимо прочего средства для отбора и сжатия воздуха, наружного по отношению к турбомашине, а также средства для нагнетания воздуха, отбираемого в непосредственной близости от выпускного сечения горловины, причем отбираемого в таком направлении, которое в значительной степени перпендикулярно и даже противоположно направлению движения потока воздуха, проходящего по каналу циркуляции холодного воздуха, что позволяет перекрыть, причем косвенным образом, выпускное сечение горловины за счет аэродинамической блокировки расхода воздуха, проходящего через указанное сечение.
Таким образом, нагнетание воздуха в месте, расположенном в непосредственной близости от сечения горловины трубы для выпуска отработанных газов, позволяет уменьшить, косвенным образом, расход воздуха, проходящего через указанное выпускное сечение, что равноценно перекрытию сечения горловины трубы для выпуска отработанных газов, причем при тех же самых геометрических размерах выпускного сечения горловины.
В соответствии с отличительными конструктивными особенностями предлагаемого изобретения, средства отбора воздуха имеют множество входных отверстий, открывающихся в канал циркуляции холодного воздуха и выходящих в кольцеобразный коллектор, расположенный внутри газотурбинного двигателя, причем указанный коллектор подключен к входному отверстию насоса, выходное отверстие которого соединено с внутренней полостью газотурбинного двигателя.
В состав газотурбинного двигателя может входить один первичный кожух, симметрично расположенный вдоль продольной оси турбомашины, и центральный корпус, коаксиально расположенный внутри первичного кожуха.
Согласно одному из способов реализации предлагаемого изобретения, в заднем конце указанного первичного кожуха имеется кольцеобразное отверстие, открывающееся во внутреннюю полость газотурбинного двигателя и выходящее в канал для циркуляции холодного воздуха в месте, расположенном непосредственно за выпускным сечением горловины трубы для выпуска отработанных газов, что позволяет отводить отобранный воздух из канала циркуляции холодного воздуха за счет существующей разницы давлений.
Целесообразно, чтобы задний конец первичного кожуха содержал множество выходных отверстий, выходящих в канал для циркуляции холодного воздуха в месте, расположенном за сечением, соответствующем горловине трубы для выпуска отработанных газов, и соединенных с выходным отверстием насоса посредством кольцевого диффузора, что позволяет отводить отобранный воздух в канал циркуляции потока холодного воздуха.
Преимуществом предлагаемого изобретения является то, что между коллектором и насосом может быть установлен управляющий клапан, с помощью которого может осуществляться регулирование расхода воздуха, отбираемого и нагнетаемого в месте, расположенном непосредственно перед сечением горловины.
Предпочтительно, чтобы средства отбора наружного воздуха содержали, по меньшей мере, одно отверстие для ввода наружного воздуха, выходящее во внутреннюю полость турбомашины и соединенное с входным отверстием насоса, оборудованным модулем объемной упругости и установленным во внутренней полости газотурбинного двигателя.
Предпочтительно также, чтобы насос был снабжен выходным отверстием, соединенным посредством кольцевого диффузора с множеством воздушных инжекторов, выходящих в канал циркуляции холодного воздуха в месте, расположенном в непосредственной близости от сечения горловины, ориентированных в таком направлении, которое в значительной степени перпендикулярно, и даже противоположно направлению движения потока воздуха, проходящего по каналу циркуляции потока холодного воздуха.
Целесообразно, чтобы между коллектором и насосом был установлен управляющий клапан, с помощью которого может осуществляться регулирование расхода воздуха, отбираемого и нагнетаемого в месте, расположенном непосредственно перед сечением горловины.
Предлагаемое изобретение касается также способа изменения сечения горловины трубы для выпуска отработанных газов с постоянными геометрическими размерами сечения, применяемой в турбомашинах двухконтурной конструкции, отличающегося тем, что в целях открытия, косвенным образом, сечения горловины производится отбор воздуха из канала циркуляции холодного воздуха турбомашины в месте, расположенном непосредственно перед выпускным сечением горловины, и его нагнетание в трубу для выпуска отработанных газов в месте, расположенном непосредственно за сечением горловины трубы для выпуска отработанных газов, и все это с целью увеличения эффективной величины сечения последней, при этом с целью перекрытия, косвенным образом, сечения горловины производится отбор воздуха, наружного по отношению к турбомашине, его сжатие и нагнетание в месте, расположенном в непосредственной близости от сечения горловины, причем указанное нагнетание производится в направлении, которое в значительной степени перпендикулярно и даже противоположно направлению движения потока воздуха, проходящего по каналу циркуляции холодного воздуха, что позволяет обеспечить аэродинамическую блокировку расхода воздуха, проходящего через сечение горловины.
Управление стадиями открытия и перекрытия сечения горловины выполняется в предпочтительном варианте изобретения с учетом обеспечения необходимого режима работы турбомашины.
Краткое описание фигур
Другие особенности и преимущества настоящего изобретения станут более понятными после ознакомления с приведенным ниже описанием, а также после изучения представленных в приложении фигур, которые иллюстрируют лишь один из примеров предлагаемого изобретения, не носящего ограничительного характера, при этом:
Фиг.1 изображает схематично и в продольном разрезе турбомашину согласно предлагаемому изобретению;
Фиг.2 - в увеличенном масштабе деталь, изображенную на фиг.1, демонстрирующую средства для нагнетания воздуха в месте, расположенном непосредственно за сечением горловины трубы для выпуска отработанных газов согласно одному из способов осуществления предлагаемого изобретения;
Фиг.3 - в увеличенном масштабе средства нагнетания воздуха в месте, расположенном непосредственно за сечением горловины трубы для выпуска отработанных газов согласно другому способу осуществления предлагаемого изобретения; и
Фиг.4 - в увеличенном масштабе другую деталь фиг.1, демонстрирующую средства нагнетания воздуха в месте, расположенном в непосредственной близости от сечения горловины согласно одному из способов осуществления предлагаемого изобретения.
Подробное описание варианта осуществления изобретения
На фиг.1 представлена очень схематично и в продольном разрезе турбомашина 10 двухконтурного типа согласно предлагаемому изобретению. Турбомашина имеет продольную ось симметрии 12 и состоит из газотурбинного двигателя 14 кольцеобразной гондолы 16, симметрично расположенной относительно оси 12 и коаксиально расположенной вокруг газотурбинного двигателя.
В направлении от входа к выходу по ходу движения воздушного потока, пересекающего турбомашину, газотурбинный двигатель 14 включает в себя: входное отверстие 18 для поступления воздуха внутрь двигателя, воздуходувку 20, компрессор низкого давления 22, компрессор высокого давления 24, камеру сгорания 26, турбину высокого давления 28 и турбину низкого давления 30, причем каждый из этих элементов расположен симметрично относительно продольной оси 12.
Газотурбинный двигатель включает в себя помимо прочего центральный корпус 32, симметрично расположенный вдоль продольной оси 12 турбомашины, и первичный кожух 34, также симметрично расположенный относительно оси 12 и охватывающий центральный корпус таким образом, чтобы непосредственно за воздуходувкой 20 формировался кольцеобразный канал 36, предназначенный для циркуляции горячего потока и называемый первичным каналом.
Гондола 16 турбомашины охватывает первичный кожух 34 газотурбинного двигателя и формирует с указанным кожухом кольцеобразный канал 38, предназначенный для циркуляции холодного потока, называемый вторичным каналом.
Циркуляция воздуха внутри турбомашины происходит следующим образом. Воздух поступает внутрь турбомашины через входное отверстие 18. За пределами воздуходувки 20 воздушный поток разделяется на два, из которых первый циркулирует по вторичному каналу 38, а второй - по первичному каналу 36. В первичном канале воздух сжимается компрессорами 22, 24, смешивается с топливом в камере сгорания 26, и полученная смесь сжигается. Газы, образующиеся в процессе сгорания воздушно-топливной смеси, перед тем как покинуть турбомашину приводят во вращение турбины высокого давления 28 и низкого давления 30.
Своим передним концом гондола 16 охватывает воздуходувку 20 газотурбинного двигателя. Что касается заднего конца гондолы, то он неподвижен и формирует собой трубу 40 для выпуска отработанных газов из турбомашины. Труба для выпуска отработанных газов ограничена снаружи в радиальном направлении задним концом гондолы, а внутри - первичным кожухом 34. Сечение трубы для выпуска отработанных газов 42 в месте расположения горловины соответствует минимальному поперечному сечению.
Согласно предлагаемому изобретению, предусмотрена возможность изменения (то есть открытия или закрытия), косвенным образом, указанного сечения горловины 42, которое является в геометрическом отношении неизменным.
Для обеспечения, косвенным образом, открытия сечения горловины 42 в настоящем изобретении предлагается отбирать воздух из вторичного канала 38 в месте, расположенном непосредственно перед выпускным сечением горловины, а затем нагнетать отобранный воздух в трубу для выпуска отработанных газов 40, причем для повышения эффективной величины выпускного сечения нагнетание производят в месте, расположенном непосредственно за сечением горловин. В результате выполнения указанной операции увеличивается расход воздуха, проходящего через сечение горловины, что приводит, при неизменной скорости истечения потока, к увеличению, косвенным образом, сечения горловины (в самом деле, расход воздуха изменяется пропорционально размеру выпускного сечения, пересекаемого воздушным потоком, и возрастает при увеличении скорости воздуха).
Вариант осуществления изобретения, позволяющий осуществить открытие сечения горловины, описан ниже с использованием примеров, приведенных на фигурах с 1 по 3. Средства отбора воздуха представлены множеством входных отверстий 44, открывающихся во вторичном канале 38. Указанные входные отверстия выполнены в первичном кожухе 34 и в предпочтительном варианте изобретения равномерно распределены вдоль продольной оси 12 турбомашины. Как это представлено на фиг.1, оси указанных входных отверстий могут быть ориентированы в направлении, совпадающем с направлением истечения воздуха во вторичном канале.
Указанные входные отверстия 44 выходят в кольцеобразный коллектор 46, предусмотренный внутри газотурбинного двигателя 14 и симметрично расположенный вдоль продольной оси 12. Указанный воздушный коллектор 46 подключен к входному отверстию насоса 48, также установленного в газотурбинном двигателе, посредством по меньшей мере одного трубопровода 50. Насос 48 оборудован также отверстием для выхода воздуха 48a. Насос позволяет засасывать воздух, но он может также быть оборудован и модулем объемной упругости воздуха. В предпочтительном варианте осуществления предлагаемого изобретения, управляющий клапан 51 устанавливается между воздушным коллектором 46 и насосом 48 и делается это с целью обеспечения возможности регулирования расхода отбираемого воздуха, нагнетаемого в месте, расположенном непосредственно перед сечением горловины, с учетом обеспечения необходимого режима работы турбомашины.
В способе осуществления реализации предлагаемого изобретения, представленном на фиг.1 и 2, средства для нагнетания воздуха в трубу 40 для выпуска отработанных газов, осуществляемого в месте, расположенном непосредственно за ее сечением горловины 42, представлены кольцеобразным отверстием (или щелью) 52, предусмотренным в заднем конце первичного кожуха 34, причем указанное отверстие открывается во внутреннюю полость газотурбинного двигателя и выходит в трубу для выпуска отработанных газов в месте, расположенном за ее сечением горловины. Так как величина давления воздуха внутри газотурбинного двигателя больше, чем его величина снаружи, то воздух, засасываемый насосом 48, будет перемещаться внутри газотурбинного двигателя естественным образом в направлении от его входа к выходу и нагнетаться в трубу для выпуска отработанных газов на уровне расположения отверстия 52 первичного кожуха. Следует также отметить, что если разница в давлениях, существующая между внутренней полостью газотурбинного двигателя и окружающей атмосферой, недостаточна для осуществления описанного выше отвода воздуха, то может оказаться необходимым осуществить сжатие отобранного воздуха с помощью указанного выше встроенного в насос модуля объемной упругости.
На фиг.3 представлен вариант реализации указанных средств нагнетания воздуха. В этом способе реализации средств нагнетания первичный кожух 34 оснащен на своем заднем конце множеством выходных отверстий 56, выходящих во вторичный канал в месте, расположенном за сечением горловины. В предпочтительном варианте изобретения указанные выходные отверстия 56 равномерно распределены вдоль продольной оси турбомашины и подключены к кольцевому диффузору 58, симметрично расположенному на той же, указанной выше оси. Что касается диффузора 58, то он подключен к выходу 48a насоса 48 посредством по меньшей мере одного трубопровода 60.
Следует также отметить, что указанные входные отверстия могли бы быть заменены всего лишь одной единственной кольцеобразной щелью, ковшеобразными приспособлениями, пористыми полостями или любой другой аналогичной системой, позволяющей осуществлять отбор воздуха, достаточно гомогенным образом, по всей окружности вторичного канала. Следует также отметить, что в том случае, когда подобные входные отверстия не используются, можно будет предусмотреть их перекрытие, например, с помощью специальных поворачивающихся и управляемых створок.
Предлагаемое изобретение предусматривает также возможность перекрытия, косвенным образом, сечения горловины 42. Указанная операция сводится к отбору воздуха, наружного по отношению к турбомашине, сжатию этого воздуха и его нагнетанию в месте, расположенном в непосредственной близости от сечения горловины 42, в направлении, в значительной степени перпендикулярном и даже противоположном направлению указанного потока воздуха, циркулирующего по вторичному каналу 38, причем указанное выше нагнетание должна производиться таким образом, чтобы обеспечивалась аэродинамическая блокировка расхода воздуха, проходящего через сечение горловины.
Вариант осуществления предлагаемого изобретения, позволяющий осуществить подобное перекрытие сечения горловины, описан ниже и иллюстрируется примерами, представленными на фиг.1 и 4.
Средства отбора наружного воздуха представлены, как минимум, отверстием для ввода наружного воздуха 62, предусмотренным в гондоле 16 турбомашины и выходящим во внутреннюю полость указанной гондолы. Указанное отверстие для ввода наружного воздуха 62 соединено с входным отверстием насоса, оборудованного модулем объемной упругости воздуха и установленного внутри газотурбинного двигателя, посредством, как минимум, трубопровода 64, пересекающего вторичный канал 38 и проходящего, например, внутри одного из опорных рычагов 66 гондолы 16. В предпочтительном варианте осуществления предлагаемого изобретения управляющий клапан 67 устанавливается между отверстием для ввода наружного воздуха 62 и насосом, что делается для того, чтобы обеспечить возможность регулирования расхода отбираемого воздуха, нагнетаемого в месте, расположенном в непосредственной близости от сечения горловины, с учетом обеспечения необходимого режима работы турбомашины.
Как показано на фиг.1, в качестве насоса может использоваться тот же самый насос, который применялся при отборе воздуха, предназначенного для выполнения вышеописанной операции открытия сечения горловины. В указанном случае, этот насос 48 оборудуется модулем объемной упругости, обеспечивающим сжатие наружного воздуха перед его нагнетанием во вторичный канал.
Что касается средств нагнетания наружного воздуха в месте, расположенном в непосредственной близости от сечения горловины, то указанные средства представлены множеством воздушных инжекторов 66, равномерно распределенных вдоль продольной оси 12 турбомашины и выходящих во вторичный канал 38 в месте, расположенном в непосредственной близости от сечения горловины 42, причем указанные инжекторы ориентированы в направлении, в значительной степени перпендикулярном и даже противоположном направлению потока воздуха, циркулирующего во вторичном канале. Под словами «в месте, расположенном в непосредственной близости от сечения горловины » автор предлагает понимать то, что инжекторы выходят своими выходными отверстиями в место, расположенное непосредственно перед сечением горловины, причем указанные инжекторы могут выходить своими выходными отверстиями даже и в то место, которое расположено на уровне сечения горловины (но только не в то место, которое расположено за этим сечением).
С этой целью, насос 48 оснащен еще и другим выходным отверстием 48b, соединенным с кольцевым диффузором 68, симметрично расположенным вдоль продольной оси 12 турбомашины и подключенным к инжекторам воздуха 66. Кроме того, как это более детально представлено на фиг. 4, ось каждого инжектора воздуха 66 наклонена под углом δ к внутреннему каналу трубы для выпуска отработанных газов (проходящему в направлении от входа к выходу указанной трубы), причем указанный угол может быть равен, как минимум, 90°, а может достигать и 180° (что будет соответствовать случаю нагнетания воздуха в направлении, противоположном направлению движения воздуха, циркулирующего по вторичному каналу).
Путем подбора соответствующего расхода воздуха, отводимого посредством инжекторов 66, можно добиться аэродинамической блокировки потока воздуха, проходящего через сечение горловины 42. В самом деле, как это представлено на фиг.4, воздух, отводимый посредством инжекторов 66, проникает внутрь вторичного канала 38 и создает в нем так называемый расход сжатия (débit de constriction), обозначенный на фигуре линией 70. Таким образом при активации инжекторов воздуха 66, эффективная величина сечения 72 для прохода потока воздуха через сечение горловины 42 уменьшается по сравнению с ее средней величиной 74, которая имеет место тогда, когда инжекторы находятся в отключенном состоянии. Степень указанного сокращения эффективного сечения горловины напрямую связана с величиной расхода воздуха, нагнетаемого инжекторами 66, а также с наклоном (углом δ) оси указанных инжекторов по отношению к направлению движения потока воздуха, циркулирующего внутри вторичного канала. Сокращение эффективной величины сечения горловины приводит, таким образом, к снижению расхода воздуха, проходящего через указанную горловину, и, следовательно, к перекрытию сечения горловины трубы для выпуска отработанных газов, причем все это при тех же самых геометрических размерах выпускного сечения горловины.
Следует также отметить, что указанные инжекторы воздуха могут быть заменены всего лишь одной, единственной кольцеобразной щелью, симметрично расположенной вдоль продольной оси турбомашины или любой другой аналогичной системой, позволяющей нагнетать воздух достаточно гомогенным образом вдоль всей окружности трубы для выпуска отработанных газов, причем нагнетать его в направлении, как минимум, перпендикулярном и даже противоположном направлению потока воздуха, циркулирующего внутри вторичного канала.
Claims (8)
1. Турбомашина двухконтурной конструкции (10), содержащая газотурбинный двигатель (14), снабженный воздуходувкой (20), расположенной симметрично относительно продольной оси (12) турбомашины, а также кольцеобразной гондолой (16), симметрично расположенной вдоль продольной оси турбомашины и охватывающей газотурбинный двигатель с целью формирования совместно с указанным выше газотурбинным двигателем кольцеобразного канала (38), предназначенного для циркуляции холодного потока, проходящего через турбомашину, причем передний край гондолы охватывает воздуходувку газотурбинного двигателя, а задний неподвижный край образует трубу для выпуска отработанных газов (40), выводимых из турбомашин, при этом указанная труба для выпуска отработанных газов имеет такое сечение горловины (42), которое соответствует ее минимальному поперечному сечению, отличающаяся тем, что она дополнительно содержит средства (44) для отбора воздуха из канала (38), предназначенного для циркуляции потока холодного воздуха, в месте, расположенном непосредственно перед сечением горловины (42) трубы для выпуска отработанных газов; средства (52; 56) для нагнетания отобранного воздуха в месте, расположенном непосредственно за выпускным сечением горловины трубы для выпуска отработанных газов, причем нагнетание производится с возможностью обеспечения открытия косвенным образом сечения горловины; средства (62) для отбора и сжатия воздуха, наружного по отношению к турбомашине, и средства (66) для нагнетания отобранного воздуха в месте, расположенном в непосредственной близости от выпускного сечения горловины (42), в, по существу, перпендикулярном направлении или даже противоположном направлению потока воздуха, циркулирующего внутри канала (38), предназначенного для циркуляции потока холодного воздуха, и таким образом, чтобы обеспечивалась возможность перекрытия, косвенным образом, сечения горловины за счет аэродинамической блокировки расхода воздуха, проходящего через указанное сечение горловины, и тем, что средства отбора наружного воздуха представлены по меньшей мере одним отверстием для ввода наружного воздуха (62), выходящим во внутреннюю полость турбомашины и соединенным с входным отверстием насоса (48), оборудованного модулем объемной упругости и установленного во внутренней полости газотурбинного двигателя (14).
2. Турбомашина по п.1, в которой средства отбора воздуха представлены множеством входных отверстий (44), открывающихся в канал (38), предназначенный для циркуляции потока холодного воздуха, и выходящих в кольцеобразный коллектор (46), расположенный внутри газотурбинного двигателя (14), причем указанный коллектор подключен к входному отверстию насоса (48), имеющего выходное отверстие (48а), выходящее во внутреннюю полость газотурбинного двигателя.
3. Турбомашина по п.2, в которой газотурбинный двигатель (14) содержит первичный кожух (34), симметрично расположенный вдоль продольной оси (12) турбомашины, и центральный корпус (32), коаксиально расположенный внутри первичного кожуха, причем первичный кожух имеет на своем заднем конце кольцеобразное отверстие (52), открывающееся во внутреннюю полость газотурбинного двигателя и выходящее в канал (38), предназначенный для циркуляции потока холодного воздуха, в месте, расположенном непосредственно за сечением горловины (42) трубы для выпуска отработанных газов, причем такое расположение указанного отверстия позволяет отводить воздух, отбираемый из канала циркуляции холодного воздуха за счет существующей разницы давлений.
4. Турбомашина по п.2, в которой газотурбинный двигатель (14) содержит первичный кожух (34), симметрично расположенный относительно продольной оси (12) турбомашины, и центральный корпус (32), коаксиально расположенный внутри первичного кожуха, причем первичный кожух имеет на своем заднем конце множество выходных отверстий (56), выходящих в канал (38), предназначенный для циркуляции потока холодного воздуха в месте, расположенном непосредственно за сечением горловины трубы для выпуска отработанных газов (42), и соединенных с выходным отверстием (48а) насоса (48) посредством кольцеобразного диффузора (58), причем такое расположение указанных отверстий позволяет отводить отбираемый воздух в канал циркуляции потока холодного воздуха.
5. Турбомашина по любому из пп.2-4, дополнительно содержащая управляющий клапан (51), встроенный коллектором (48) и насосом (48).
6. Турбомашина по п.1, в которой насос (48) имеет выходное отверстие (48b), соединенное посредством кольцеобразного диффузора (68) с множеством воздушных инжекторов (66), выходящих в канал (38), предназначенный для циркуляции потока холодного воздуха, в месте, расположенном в непосредственной близости от сечения горловины (42), причем указанные инжекторы ориентированы в направлении, в значительной степени перпендикулярном и даже противоположном направлению потока воздуха, циркулирующего внутри указанного канала, предназначенного для циркуляции потока холодного воздуха.
7. Турбомашина по п.5 или 6, дополнительно содержащая управляющий клапан (67), встроенный между отверстием для ввода наружного воздуха (62) и насосом (48).
8. Способ изменения сечения горловины трубы (40) для выпуска отработанных газов с постоянным выпускным сечением в турбомашине двухконтурной конструкции, отличающийся тем, что для открытия, косвенным образом, сечения горловины (42) производят отбор воздуха из канала (38), предназначенного для циркуляции потока холодного воздуха турбомашины в месте, расположенном непосредственно перед сечением горловины, и нагнетание этого воздуха в трубу для выпуска отработанных газов в месте, расположенном непосредственно за сечением горловины трубы для выпуска отработанных газов для увеличения эффективного выпускного сечения; и для перекрытия, косвенным образом, сечения горловины (42) производят отбор воздуха, наружного по отношению к турбомашине, его последующее сжатие и нагнетание в месте, расположенном в непосредственной близости от сечения горловины, причем указанное нагнетание воздуха производят в направлении, в значительной степени перпендикулярном и даже противоположном направлению потока воздуха, протекающего в канале (38), предназначенном для циркуляции потока холодного воздуха, и выполняют с возможностью обеспечения аэродинамической блокировки расхода воздуха, проходящего через сечение горловины, и тем, что управление фазами открытия и перекрытия сечения горловины (42) производят с учетом обеспечения необходимого режима работы турбомашины.
Applications Claiming Priority (2)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| FR0653241A FR2904663B1 (fr) | 2006-08-01 | 2006-08-01 | Turbomachine a double flux a variation artificielle de sa section de col |
| FR0653241 | 2006-08-01 |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2007129434A RU2007129434A (ru) | 2009-02-10 |
| RU2446303C2 true RU2446303C2 (ru) | 2012-03-27 |
Family
ID=37836618
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2007129434/06A RU2446303C2 (ru) | 2006-08-01 | 2007-07-31 | Турбомашина двухконтурной конструкции с косвенным изменением сечения горловины для выпуска газов и способ такого изменения |
Country Status (6)
| Country | Link |
|---|---|
| US (1) | US7950218B2 (ru) |
| EP (1) | EP1884649B1 (ru) |
| JP (1) | JP5121339B2 (ru) |
| CA (1) | CA2595183C (ru) |
| FR (1) | FR2904663B1 (ru) |
| RU (1) | RU2446303C2 (ru) |
Families Citing this family (21)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| EP2074323B1 (en) * | 2006-10-12 | 2012-11-21 | United Technologies Corporation | Turbofan engine with variable bypass nozzle exit area and method of operation |
| US8726665B2 (en) * | 2007-06-05 | 2014-05-20 | The Boeing Company | Internal mixing of a portion of fan exhaust flow and full core exhaust flow in aircraft turbofan engines |
| WO2009107646A1 (ja) * | 2008-02-25 | 2009-09-03 | 株式会社Ihi | 騒音低減装置及びジェット推進システム |
| WO2011052566A1 (ja) * | 2009-10-28 | 2011-05-05 | 株式会社Ihi | 騒音低減装置 |
| US9528468B2 (en) * | 2009-10-28 | 2016-12-27 | Ihi Corporation | Noise reduction system |
| US8316631B2 (en) * | 2010-09-30 | 2012-11-27 | Lockheed Martin Corporation | Exhaust plume heat effect reducing method and apparatus |
| FR2973443B1 (fr) * | 2011-03-30 | 2016-07-22 | Snecma | Capot primaire poreux pour turboreacteur |
| FR2980531B1 (fr) | 2011-09-23 | 2016-06-03 | Snecma | Capot primaire de turboreacteur double flux comportant une couronne tournante a micro-jets |
| US9151224B2 (en) * | 2012-03-14 | 2015-10-06 | United Technologies Corporation | Constant-speed pump system for engine thermal management system AOC reduction and environmental control system loss elimination |
| ES2621658T3 (es) * | 2012-08-09 | 2017-07-04 | MTU Aero Engines AG | Disposición conductora de corriente para la refrigeración de la carcasa de turbina de baja presión de un motor a reacción de turbina de gas |
| US9759133B2 (en) * | 2013-03-07 | 2017-09-12 | Rolls-Royce Corporation | Turbofan with variable bypass flow |
| CN103175223B (zh) * | 2013-03-19 | 2014-12-17 | 哈尔滨工程大学 | 一种气路轴向分级式双燃料喷嘴 |
| FR3005991B1 (fr) * | 2013-05-23 | 2015-06-26 | Snecma | Dispositif d'interface entre deux elements de turbomachine |
| US9541030B2 (en) * | 2013-11-27 | 2017-01-10 | Lockheed Martin Corporation | Exhaust plume cooling using periodic interruption of exhaust gas flow to form ambient air entraining vortices |
| FR3023586B1 (fr) * | 2014-07-08 | 2016-07-08 | Snecma | Turbomachine d’aeronef comportant une soufflante a deux rotors |
| US10465538B2 (en) | 2014-11-21 | 2019-11-05 | General Electric Company | Gas turbine engine with reversible fan |
| US10040560B2 (en) * | 2015-09-30 | 2018-08-07 | The Boeing Company | Trailing edge core compartment vent for an aircraft engine |
| US10197007B2 (en) * | 2016-01-14 | 2019-02-05 | General Electric Company | Method and system for controlling core cowl vent area |
| FR3059365B1 (fr) * | 2016-11-25 | 2018-11-23 | Safran Aircraft Engines | Turbomachine a double flux equipee d'un systeme de decharge |
| US10985608B2 (en) | 2016-12-13 | 2021-04-20 | General Electric Company | Back-up power system for a component and method of assembling same |
| CN114810430A (zh) * | 2022-04-12 | 2022-07-29 | 南京航空航天大学 | 一种主动冷却喉衬的低烧蚀火箭发动机喷管结构及冷却方法 |
Citations (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| SU261823A1 (ru) * | 1964-09-21 | 1983-01-30 | Klebanov A G | Устройство дл охлаждени статора турбины двухконтурного двигател |
| US5435127A (en) * | 1993-11-15 | 1995-07-25 | General Electric Company | Method and apparatus for boosting ram airflow to an ejection nozzle |
| US6021637A (en) * | 1997-09-29 | 2000-02-08 | General Electric Company | Integrated fluidic CD nozzle for gas turbine engine |
| EP1004759A2 (en) * | 1998-11-24 | 2000-05-31 | General Electric Company | Bay cooled turbine casing |
| US6308740B1 (en) * | 2000-08-15 | 2001-10-30 | Lockheed Martin Corporation | Method and system of pulsed or unsteady ejector |
Family Cites Families (20)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US2703477A (en) * | 1951-03-16 | 1955-03-08 | Rateau Soc | Rotary jet propulsion unit |
| FR1182810A (fr) * | 1957-09-16 | 1959-06-30 | Snecma | Perfectionnements aux tuyères d'éjection à section réglable |
| US3641766A (en) * | 1969-11-26 | 1972-02-15 | Gen Electric | Gas turbine engine constant speed thrust modulation |
| US4254618A (en) * | 1977-08-18 | 1981-03-10 | General Electric Company | Cooling air cooler for a gas turbofan engine |
| DE69115209T2 (de) * | 1990-09-28 | 1996-08-08 | Sumitomo Electric Industries | Verfahren zur Herstellung eines Supraleitungsbauelements mit reduzierter Dicke der supraleitenden Oxidschicht und dadurch hergestelltes Supraleitungsbauelement. |
| US5291672A (en) * | 1992-12-09 | 1994-03-08 | General Electric Company | Sound suppression mixer |
| US6094907A (en) * | 1996-06-05 | 2000-08-01 | The Boeing Company | Jet engine and method for reducing jet engine noise by reducing nacelle boundary layer thickness |
| US5947412A (en) * | 1997-01-10 | 1999-09-07 | Titan Corporation | Jet engine noise suppressor assembly |
| US5996936A (en) * | 1997-09-29 | 1999-12-07 | General Electric Company | Fluidic throat exhaust nozzle |
| US6308898B1 (en) * | 1999-06-11 | 2001-10-30 | The Boeing Company | Apparatus and methods for active flow control of a nozzle exhaust plume |
| US6336319B1 (en) * | 2000-05-26 | 2002-01-08 | General Electric Company | Fluidic nozzle control system |
| EP2090769A1 (en) * | 2000-10-02 | 2009-08-19 | Rohr, Inc. | Apparatus, method and system for gas turbine engine noise reduction |
| US6679048B1 (en) * | 2000-10-24 | 2004-01-20 | Lockheed Martin Corporation | Apparatus and method for controlling primary fluid flow using secondary fluid flow injection |
| BR0307845B1 (pt) * | 2002-02-22 | 2012-09-18 | bocal de exaustão de misturador duplex. | |
| US7055329B2 (en) * | 2003-03-31 | 2006-06-06 | General Electric Company | Method and apparatus for noise attenuation for gas turbine engines using at least one synthetic jet actuator for injecting air |
| US7246481B2 (en) * | 2004-03-26 | 2007-07-24 | General Electric Company | Methods and apparatus for operating gas turbine engines |
| FR2891313A1 (fr) * | 2005-09-26 | 2007-03-30 | Airbus France Sas | Turbomoteur a double flux pourvu d'un prerefroidisseur |
| US7730714B2 (en) * | 2005-11-29 | 2010-06-08 | General Electric Company | Turbofan gas turbine engine with variable fan outlet guide vanes |
| US7823389B2 (en) * | 2006-11-15 | 2010-11-02 | General Electric Company | Compound clearance control engine |
| DE102008024022A1 (de) * | 2008-05-16 | 2009-11-19 | Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg | Gasturbinentriebwerk, insbesondere Flugtriebwerk |
-
2006
- 2006-08-01 FR FR0653241A patent/FR2904663B1/fr active Active
-
2007
- 2007-07-19 US US11/780,118 patent/US7950218B2/en active Active
- 2007-07-24 EP EP07113005.8A patent/EP1884649B1/fr active Active
- 2007-07-27 JP JP2007195702A patent/JP5121339B2/ja active Active
- 2007-07-30 CA CA2595183A patent/CA2595183C/fr active Active
- 2007-07-31 RU RU2007129434/06A patent/RU2446303C2/ru active
Patent Citations (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| SU261823A1 (ru) * | 1964-09-21 | 1983-01-30 | Klebanov A G | Устройство дл охлаждени статора турбины двухконтурного двигател |
| US5435127A (en) * | 1993-11-15 | 1995-07-25 | General Electric Company | Method and apparatus for boosting ram airflow to an ejection nozzle |
| US6021637A (en) * | 1997-09-29 | 2000-02-08 | General Electric Company | Integrated fluidic CD nozzle for gas turbine engine |
| EP1004759A2 (en) * | 1998-11-24 | 2000-05-31 | General Electric Company | Bay cooled turbine casing |
| US6308740B1 (en) * | 2000-08-15 | 2001-10-30 | Lockheed Martin Corporation | Method and system of pulsed or unsteady ejector |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| JP2008038905A (ja) | 2008-02-21 |
| CA2595183A1 (fr) | 2008-02-01 |
| FR2904663A1 (fr) | 2008-02-08 |
| FR2904663B1 (fr) | 2012-02-03 |
| RU2007129434A (ru) | 2009-02-10 |
| US20080141656A1 (en) | 2008-06-19 |
| US7950218B2 (en) | 2011-05-31 |
| CA2595183C (fr) | 2014-11-18 |
| EP1884649A1 (fr) | 2008-02-06 |
| JP5121339B2 (ja) | 2013-01-16 |
| EP1884649B1 (fr) | 2017-11-22 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| RU2446303C2 (ru) | Турбомашина двухконтурной конструкции с косвенным изменением сечения горловины для выпуска газов и способ такого изменения | |
| RU2444638C2 (ru) | Противообледенительная система входного конуса авиационного газотурбинного двигателя | |
| RU2435057C2 (ru) | Турбовентиляторный газотурбинный двигатель с регулируемыми вентиляторными выходными направляющими лопатками (варианты) | |
| JP5514354B2 (ja) | 流量調節ファンを備えたタービンエンジンとその動作方法 | |
| US8657567B2 (en) | Nacelle compartment plenum for bleed air flow delivery system | |
| US9879599B2 (en) | Nacelle anti-ice valve utilized as compressor stability bleed valve during starting | |
| US6438941B1 (en) | Bifurcated splitter for variable bleed flow | |
| RU2435058C2 (ru) | Система разгрузки компрессора низкого давления газотурбинного двигателя | |
| US8596965B2 (en) | Gas turbine engine compressor case mounting arrangement | |
| US7765789B2 (en) | Apparatus and method for assembling gas turbine engines | |
| CN1693683B (zh) | 一种利用可变形涡轮机对柴油机后处理系统进行废气温度控制的方法 | |
| CN103299084B (zh) | 一种旁路式涡轮喷气发动机 | |
| CN107120146B (zh) | 主动hpc间隙控制 | |
| CN105723072A (zh) | 用于气体涡轮发动机的利用压缩机排气和环境空气的冷却系统 | |
| JPH05340272A (ja) | 圧縮空気を抽出する方法及びガスタービンエンジン用の抽気アセンブリ | |
| RU2316662C1 (ru) | Газотурбинный двигатель | |
| RU2296887C2 (ru) | Двухконтурный турбореактивный двигатель | |
| CA2926407C (en) | Translating gaspath bleed valve | |
| CN106958462B (zh) | 用于涡轮发动机的定子边缘 | |
| RU2490475C2 (ru) | Газотурбинный двигатель с клапаном, соединяющим две полости | |
| US20180030893A1 (en) | Assembly and method for influencing flow through a fan of a gas turbine engine | |
| RU2324063C1 (ru) | Газотурбинный двигатель | |
| EP3650675B1 (en) | Internal heat exchanger system to cool gas turbine engine components | |
| EP2873830A1 (en) | Turbocharger, turbine nozzle, and ship | |
| RU2317447C2 (ru) | Высоконапорный многоступенчатый компрессор газотурбинного двигателя |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| PD4A | Correction of name of patent owner |