RU2449154C2 - Газотурбинный винтовентиляторный двигатель - Google Patents
Газотурбинный винтовентиляторный двигатель Download PDFInfo
- Publication number
- RU2449154C2 RU2449154C2 RU2010126249/06A RU2010126249A RU2449154C2 RU 2449154 C2 RU2449154 C2 RU 2449154C2 RU 2010126249/06 A RU2010126249/06 A RU 2010126249/06A RU 2010126249 A RU2010126249 A RU 2010126249A RU 2449154 C2 RU2449154 C2 RU 2449154C2
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- propfan
- fan
- bushing
- gas
- nozzle
- Prior art date
Links
Images
Landscapes
- Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
Abstract
Газотурбинный винтовентиляторный двигатель с задним расположением роторов винтовентилятора содержит газогенератор с компрессором, газовый канал во втулке винтовентилятора, сопло. В газовом канале расположены полые стойки роторов винтовентилятора. С внешней стороны от газового канала втулки винтовентилятора выполнена внешняя кольцевая воздушная полость, соединенная на входе с промежуточной ступенью компрессора низкого давления, а на выходе через полые стойки роторов винтовентилятора с дополнительным осевым соплом в обтекателе втулки. Внешняя кольцевая воздушная полость отделена от атмосферы наружной обечайкой с направленными к оси втулки радиальными ребрами, на которых расположены лабиринтные уплотнения. Отношение площадь сопла на выходе из газового канала втулки винтовентилятора к площади дополнительного осевого сопла в обтекателе втулки винтовентилятора составляет 5…20. Отношение наружного диаметра втулки винтовентилятора к среднему диаметру лабиринтных уплотнений роторов винтовентилятора составляет 1,05…1,20. Изобретение направлено на повышение экономичности и надежности газотурбинного винтовентиляторного двигателя путем снижения паразитных утечек газа из втулки винтовентилятора в атмосферу, а также путем использования отработанного в системе охлаждения втулки винтовентилятора воздуха для создания тяги газотурбинного двигателя. 3 ил.
Description
Изобретение относится к газотурбинным винтовентиляторным авиационным двигателям авиационного применения.
Известен газотурбинный винтовентиляторный двигатель, лопасти винтовентилятора в котором установлены на наружных корпусах биротативной турбины (Патент США №2174762, F02K 3/072, F01D 5/06, F02C 3/04, 1986).
Недостатком такой конструкции является ее низкая надежность и экономичность из-за повышенных утечек горячего газа из проточной части биротативной турбины через расположенные на большом диаметре лабиринтные уплотнения, что приводит к перегреву лопастей винтовентилятора и ухудшению экономичности газотурбинного двигателя.
Наиболее близким по конструкции является авиационный газотурбинный винтовентиляторный двигатель, винтовентилятор заднего расположения в котором выполнен с кольцевым газовым каналом, а внутренние полости, расположенные в газовом канале стоек ротора винтовентилятора, соединены на входе с компрессором низкого давления (Патент РФ №1407153, F02C 3/067, 2005 г.).
Недостатком известной конструкции, принятой за прототип, является ее низкая надежность и экономичность из-за повышенных утечек газа из газового канала через уплотнения между статором и ротором винтовентилятора в атмосферу.
Техническая задача, решаемая изобретением, заключается в повышении экономичности и надежности газотурбинного винтовентиляторного двигателя путем снижения паразитных утечек газа из втулки винтовентилятора в атмосферу, а также путем использования отработанного в системе охлаждения втулки винтовентилятора воздуха для создания тяги газотурбинного двигателя.
Сущность изобретения заключается в том, что в газотурбинном винтовентиляторном двигателе с газогенератором, содержащим компрессор, задним расположением роторов винтовентилятора, газовым каналом во втулке винтовентилятора, соплом а также с расположенными в газовом канале полыми стойками роторов винтовентилятора, согласно изобретению с внешней стороны от газового канала втулки выполнена внешняя кольцевая воздушная полость, соединенная на входе с промежуточной ступенью компрессора низкого давления, а на выходе через полые стойки роторов винтовентилятора с дополнительным осевым соплом в обтекателе втулки, внешняя кольцевая воздушная полость отделена от атмосферы наружной обечайкой с направленными к оси втулки радиальными ребрами, на которых расположены лабиринтные уплотнения, при этом Fc/Fдоп=5…20, а Dвт/Cлаб=1,05…1,20, где
Fc - площадь сопла на выходе из газового канала втулки винтовентилятора;
Fдоп - площадь дополнительного осевого сопла в обтекателе втулки винтовентилятора;
Dвт - наружный диаметр втулки винтовентилятора;
Cлаб - средний диаметр лабиринтных уплотнений роторов винтовентилятора.
Выполнение с внешней стороны от газового канала втулки винтовентилятора внешней кольцевой воздушной полости, соединенной на входе с промежуточной ступенью компрессора низкого давления, а на выходе через полые стойки роторов винтовентилятора - с осевым дополнительным соплом в обтекателе втулки, позволяет повысить надежность винтовентилятора путем исключения паразитных утечек газа в атмосферу и на внешнюю поверхность втулки винтовентилятора и, соответственно, исключения подогрева газом композиционных лопастей винтовентилятора, а также повысить экономичность газотурбинного винтовентиляторного двигателя путем срабатывания перепада всего поступающего в газовый канал расхода газа в основном сопле втулки винтовентилятора и перепада охлаждающего воздуха в дополнительном сопле в обтекателе втулки винтовентилятора.
Установка лабиринтных уплотнений на направленных к оси втулки винтовентилятора радиальных ребрах наружной обечайки, отделяющей внешнюю кольцевую воздушную полость от атмосферы, позволяет увеличить радиальную жесткость указанных обечаек, ограничивающих с внешней стороны внешнюю воздушную полость, что позволяет снизить радиальные зазоры по лабиринтным уплотнениям, а также уменьшить проходную площадь лабиринтных уплотнений за счет уменьшения их диаметра, что позволяет уменьшить паразитные утечки воздуха через эти лабиринтные уплотнения с соответствующим повышением экономичности газотурбинного двигателя.
При Fc/Fдоп<5 снижается экономичность газотурбинного двигателя из-за увеличенных отборов охлаждающего воздуха из-за компрессора низкого давления, а при Fc/Fдоп>20 снижается надежность газотурбинного двигателя в результате уменьшения расхода охлаждающего воздуха, поступающего на охлаждение втулки винтовентилятора.
При Dвт/Слаб<1,05 повышаются паразитные утечки охлаждающего воздуха в атмосферу, а при Dвт/Слаб>1,20 уменьшается проходная площадь для воздуха, поступающего на охлаждение втулки винтовентилятора.
На фиг.1 показан продольный разрез газотурбинного винтовентиляторного двигателя; на фиг.2 показан элемент I на фиг.1 в увеличенном виде; на фиг.3 показан элемент II на фиг.1 в увеличенном виде.
Газотурбинный винтовентиляторный двигатель 1 включает газогенератор 2 с компрессором низкого давления 3, компрессором высокого давления 4, камерой сгорания 5, турбиной высокого давления 6, турбиной низкого давления 7 и силовой турбиной 8, содержит также винтовентилятор заднего расположения 9, состоящий из втулки винтовентилятора 10 с газовым каналом 11 и лопастей 12 и 13 переднего 14 и заднего 15 роторов винтовентилятора 9. В газовом канале 11 расположены передняя 16 и задняя 17 полые стойки роторов 14 и 15, в которых размещены хвостовики 18 и 19 передней 12 и задней 13 лопастей винтовентилятора соответственно. На выходе из газового канала 11 выполнено основное сопло 20 и обтекатель 21 газового потока 22. С внешней стороны от газового канала 11 втулки 10 выполнена внешняя кольцевая воздушная полость 23, соединенная на входе трубопроводами 24 с промежуточной ступенью 25 компрессора низкого давления 3, а на выходе через полые стойки 16 и 17 роторов 14 и 15 - с дополнительным осевым соплом 26 в обтекателе 21.
Внешняя кольцевая воздушная полость 23 отделена от атмосферы 27 наружной обечайкой 28, на которой выполнены направленные к оси втулки 10 радиальные ребра 29, 30, 31 и 32 с установленными на ребрах передним 33 и задним 34 лабиринтными уплотнениями. От газового канала 11 полость 23 отделена лабиринтными уплотнениями 35 и 36.
Работает данное устройство следующим образом.
При работе газотурбинного винтовентиляторного двигателя 1 давление охлаждающего воздуха, отбираемого от промежуточной ступени 25 компрессора низкого давления 3, превышает давление газа в газовом канале 11 втулки винтовентилятора 10, что исключает паразитные утечки газа из газового канала 11 как в атмосферу 27, так и в воздушные и в масляные полости втулки 10. Отработанный в системе охлаждения втулки 10 воздух выбрасывается через профилированное сопло 26 в обтекателе 21, повышая таким образом тягу и экономичность двигателя 1.
Радиальные ребра 29, 30, 31 и 32, расположенные на наружной обечайке втулки винтовентилятора 10, существенно повышают радиальную жесткость и способствуют сохранению геометрических размеров при работе как обечайки 28, так и лабиринтных уплотнений 33 и 34.
Claims (1)
- Газотурбинный винтовентиляторный двигатель с газогенератором, содержащим компрессор, задним расположением роторов винтовентилятора, газовым каналом во втулке винтовентилятора, соплом, а также с расположенными в газовом канале полыми стойками роторов винтовентилятора, отличающийся тем, что с внешней стороны от газового канала втулки выполнена внешняя кольцевая воздушная полость, соединенная на входе с промежуточной ступенью компрессора низкого давления, а на выходе через полые стойки роторов винтовентилятора с дополнительным осевым соплом в обтекателе втулки, внешняя кольцевая воздушная полость отделена от атмосферы наружной обечайкой с направленными к оси втулки радиальными ребрами, на которых расположены лабиринтные уплотнения, при этом Fc/Fдоп=5…20, а DВТ/Cлаб=1,05…1,20, где
Fc - площадь сопла на выходе из газового канала втулки винтовентилятора;
Fдоп - площадь дополнительного осевого сопла в обтекателе втулки винтовентилятора;
DВТ - наружный диаметр втулки винтовентилятора;
Слаб - средний диаметр лабиринтных уплотнений роторов винтовентилятора.
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2010126249/06A RU2449154C2 (ru) | 2010-06-25 | 2010-06-25 | Газотурбинный винтовентиляторный двигатель |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2010126249/06A RU2449154C2 (ru) | 2010-06-25 | 2010-06-25 | Газотурбинный винтовентиляторный двигатель |
Publications (2)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2010126249A RU2010126249A (ru) | 2011-12-27 |
RU2449154C2 true RU2449154C2 (ru) | 2012-04-27 |
Family
ID=45782397
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2010126249/06A RU2449154C2 (ru) | 2010-06-25 | 2010-06-25 | Газотурбинный винтовентиляторный двигатель |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU2449154C2 (ru) |
Cited By (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2679066C1 (ru) * | 2018-02-08 | 2019-02-05 | Государственный научный центр Российской Федерации - федеральное государственное унитарное предприятие "Исследовательский Центр имени М.В. Келдыша" | Устройство для испытания жидкостных ракетных двигателей |
Citations (6)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
FR2601078A1 (fr) * | 1986-07-02 | 1988-01-08 | Rolls Royce Plc | Moteur a turbine a gaz a soufflante carenee. |
DE3805586A1 (de) * | 1987-03-03 | 1988-09-15 | Rolls Royce Plc | Fangehaeuse mit einer vorrichtung zur montage und demontage der fangschaufeln |
FR2685385A1 (fr) * | 1991-12-24 | 1993-06-25 | Snecma | Moteur de propulsion a cycle variable pour avion supersonique. |
FR2688271A1 (fr) * | 1992-03-04 | 1993-09-10 | Snecma | Moteur de propulsion, notamment pour avion supersonique. |
SU1407153A1 (ru) * | 1986-03-28 | 2005-09-20 | Г.М. Горелов | Турбовинтовентиляторный двигатель |
EP1726814A2 (de) * | 2005-04-20 | 2006-11-29 | MTU Aero Engines GmbH | Strahltriebwerk |
-
2010
- 2010-06-25 RU RU2010126249/06A patent/RU2449154C2/ru not_active IP Right Cessation
Patent Citations (6)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
SU1407153A1 (ru) * | 1986-03-28 | 2005-09-20 | Г.М. Горелов | Турбовинтовентиляторный двигатель |
FR2601078A1 (fr) * | 1986-07-02 | 1988-01-08 | Rolls Royce Plc | Moteur a turbine a gaz a soufflante carenee. |
DE3805586A1 (de) * | 1987-03-03 | 1988-09-15 | Rolls Royce Plc | Fangehaeuse mit einer vorrichtung zur montage und demontage der fangschaufeln |
FR2685385A1 (fr) * | 1991-12-24 | 1993-06-25 | Snecma | Moteur de propulsion a cycle variable pour avion supersonique. |
FR2688271A1 (fr) * | 1992-03-04 | 1993-09-10 | Snecma | Moteur de propulsion, notamment pour avion supersonique. |
EP1726814A2 (de) * | 2005-04-20 | 2006-11-29 | MTU Aero Engines GmbH | Strahltriebwerk |
Cited By (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2679066C1 (ru) * | 2018-02-08 | 2019-02-05 | Государственный научный центр Российской Федерации - федеральное государственное унитарное предприятие "Исследовательский Центр имени М.В. Келдыша" | Устройство для испытания жидкостных ракетных двигателей |
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
RU2010126249A (ru) | 2011-12-27 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
US11585354B2 (en) | Engine having variable pitch outlet guide vanes | |
US8876465B2 (en) | Gas turbine engine | |
CN109477389B (zh) | 用于涡轮中的机内排出回路的密封件的系统和方法 | |
JP4887031B2 (ja) | 後部発電機を有する2スプール型バイパスターボジェット、および空気流接続装置ならびにシステム | |
CA2928979C (en) | System for supporting rotor shafts of an indirect drive turbofan engine | |
CN107916993B (zh) | 燃气涡轮发动机和用于燃气涡轮发动机的放气组件 | |
RU2016107091A (ru) | Двигатель | |
US11306658B2 (en) | Cooling system for a turbine engine | |
US10815891B2 (en) | Inner diffuser case struts for a combustor of a gas turbine engine | |
US20140075947A1 (en) | Gas turbine engine component cooling circuit | |
US20140023493A1 (en) | Turbine exhaust structure and gas turbine | |
CA2953602A1 (en) | Gas turbine engine with a cooled nozzle segment | |
CA2964125A1 (en) | Turbofan assembly and method of assembling | |
US8403629B2 (en) | Stator for a jet engine, a jet engine comprising such a stator, and an aircraft comprising the jet engine | |
US20180216576A1 (en) | Supersonic turbofan engine | |
US10240461B2 (en) | Stator rim for a turbine engine | |
CA2964988A1 (en) | Assembly and method for influencing flow through a fan of a gas turbine engine | |
CN109072713B (zh) | 包括简化的轴承润滑单元的涡轮喷气发动机 | |
RU2449154C2 (ru) | Газотурбинный винтовентиляторный двигатель | |
CN112178690A (zh) | 一种燃烧室机匣 | |
CN107916994B (zh) | 燃气涡轮发动机和用于操作其贮槽加压组件的方法 | |
US20240191659A1 (en) | Integral engine inlet frame air-cooled oil cooling apparatus | |
US20240117766A1 (en) | Waste heat recovery system | |
CN118167480A (zh) | 集成式发动机入口框架空气冷却的油冷却设备 | |
Schöning et al. | The Heron Fan: Concept Description and Preliminary Aerothermodynamic Analysis |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20140626 |