RU2480604C1

RU2480604C1 - Jet turbine engine

Info

Publication number: RU2480604C1
Application number: RU2011145660/06A
Authority: RU
Inventors: Борис Алексеевич Долгомиров; Сергей Викторович Лазарев; Михаил Куприянович Сладков
Original assignee: Открытое акционерное общество "Научно-производственное объединение "Сатурн" (ОАО "НПО "Сатурн")
Priority date: 2011-11-10
Filing date: 2011-11-10
Publication date: 2013-04-27

Abstract

FIELD: engines and pumps.

SUBSTANCE: jet turbine engine includes a housing, in which a turbine with an exhaust cone, a mixer, an afterburner duct and a nozzle are located in series. The exhaust cone includes cooled and non-cooled parts. The cooled part is provided with an annular channel formed with an inner shell and a perforated surface of the exhaust cone. The mixer forms together with the housing a cold air channel, and with the non-cooled part of the exhaust cone a hot air channel. The afterburner duct includes annular flame stabilisers. A small annular flame stabiliser is of a cooled type and installed so that it screens the non-cooled part of the exhaust cone on the nozzle side.

EFFECT: invention allows reducing the infrared emission level of the jet turbine engine to rear semi-sphere of the aircraft and full pressure losses, and reducing overall dimensions and weight of the engine exhaust unit.

5 cl, 3 dwg

Description

Изобретение относится к области авиационного двигателестроения, в частности к снижению уровня инфракрасного излучения (ИКИ) турбореактивных двигателей (ТРД) в заднюю полусферу самолета.The invention relates to the field of aircraft engine manufacturing, in particular to reducing the level of infrared radiation (IKI) of turbojet engines (turbojet engines) in the rear hemisphere of an aircraft.

Инфракрасная заметность выходного устройства двигателя зависит от силы излучения нагретых элементов турбины и форсажной камеры, при этом максимальная суммарная сила ИК излучения имеет место при визировании по продольной оси выходного устройства. На режиме работы двигателя, для которого выставлены требования по снижению ИК заметности, сопло прикрыто и по оси видны внутренняя обечайка опоры турбины, затурбинный обтекатель и кольцевой стабилизатор пламени, расположенный вблизи оси форсажной камеры. Снижение ИК излучения наиболее эффективно может быть достигнуто уменьшением температуры видимых элементов конструкции форсажной камеры, а также путем экранирования элементов конструкции турбины.The infrared visibility of the engine output device depends on the radiation power of the heated elements of the turbine and afterburner, while the maximum total IR radiation power occurs when sighting along the longitudinal axis of the output device. In the engine operating mode, for which there are requirements to reduce IR visibility, the nozzle is covered and the inner shell of the turbine support, turbine cowl and annular flame stabilizer located near the axis of the afterburner are visible along the axis. The reduction of IR radiation can most effectively be achieved by reducing the temperature of the visible structural elements of the afterburner, as well as by shielding the structural elements of the turbine.

Известно техническое решение, направленное на снижение ИК заметности ТРДД в задней полусфере (см. патент РФ № RU 2241136). Согласно нему снижение уровня ИКИ достигается за счет снижения температуры видимой поверхности центрального тела (кока) путем подачи охлаждающего воздуха наружного контура в его внутреннюю полость.A technical solution is known aimed at reducing the IR visibility of a turbofan engine in the rear hemisphere (see RF patent No. RU 2241136). According to it, a decrease in the level of IKI is achieved by lowering the temperature of the visible surface of the central body (coca) by supplying cooling air to the external circuit in its internal cavity.

Однако для выходных устройств ТРДД с форсажной камерой сгорания использование метода снижения ИКИ путем охлаждения всей видимой поверхности кока неприемлимо, так как из-за наличия смесителя и диффузора, образованного корпусом и коком, длина кока, а следовательно, площадь его поверхности, которую потребуется охлаждать, значительно увеличится, что приведет к росту расхода воздуха на охлаждение и ухудшит характеристики двигателя.However, for the output devices of a turbojet engine with an afterburner, the use of the method of reducing the IRR by cooling the entire visible surface of the coca is unacceptable, since due to the presence of a mixer and a diffuser formed by the body and coca, the length of the coca, and therefore the surface area that will need to be cooled, significantly increase, which will lead to an increase in air flow for cooling and worsen engine performance.

Наиболее близкой по технической сущности к заявляемому является описанная в патенте RU 2028487 форсажная камера. Данная камера содержит корпус двигателя с охлаждаемым затурбинным обтекателем, состоящим из охлаждаемой и неохлаждаемой частей, разделитель контуров каналов холодного воздуха и горячего газа, полые стойки, кольцевые стабилизаторы пламени и сопло. Недостатком данной конструкции является наличие утолщения в средней части затурбинного обтекателя и кольцевого профилированного экрана, что приводит к увеличению габаритов форсажной камеры и ее массы. Кроме того, при обтекании профилированного экрана и затурбинного обтекателя с утолщением в средней части имеют место потери полного давления в форсажной камере, что приводит к увеличению удельного расхода топлива двигателя.Closest to the technical nature of the claimed is the afterburner described in patent RU 2028487. This chamber contains an engine casing with a cooled turbine cowling consisting of cooled and uncooled parts, a separator of the circuits of the channels of cold air and hot gas, hollow struts, ring flame stabilizers and a nozzle. The disadvantage of this design is the presence of thickening in the middle part of the turbine fairing and an annular shaped screen, which leads to an increase in the dimensions of the afterburner and its mass. In addition, when flowing around a profiled screen and a turbine cowling with a thickening in the middle part, there is a loss of total pressure in the afterburner, which leads to an increase in the specific fuel consumption of the engine.

Другим недостатком является наличие системы подвода холодного воздуха в кольцевой канал охлаждаемой части затурбинного обтекателя, расположенной перед смесителем, такое расположение влечет за собой увеличение длины и массы форсажной камеры. Кроме того, видимый со стороны сопла стабилизатор пламени, расположенный вблизи оси двигателя, обтекается потоком горячего газа и, следовательно, имеет более высокую температуру, чем установленные перед ним охлаждаемые затурбинный обтекатель и профилированный экран, предназначенные для снижения уровня заметности.Another disadvantage is the presence of a cold air supply system in the annular channel of the cooled part of the turbine fairing located in front of the mixer, this arrangement entails an increase in the length and mass of the afterburner. In addition, a flame stabilizer visible from the nozzle side, located near the axis of the engine, is surrounded by a stream of hot gas and, therefore, has a higher temperature than the cooled cooled turbine cowling and shaped screen installed in front of it, designed to reduce the level of visibility.

Цель изобретения - снижение уровня инфракрасного излучения и потерь полного давления, уменьшение габаритов и массы выходного устройства двигателя.The purpose of the invention is to reduce the level of infrared radiation and loss of total pressure, reducing the size and mass of the output device of the engine.

Поставленная задача достигается тем, что многоконтурный газотурбинный двигатель, включающий корпус, в котором последовательно расположены турбина с затурбинным обтекателем, смеситель, форсажная камера, сопло, при этом затурбинный обтекатель содержит охлаждаемую и неохлаждаемую части, в охлаждаемой части выполнен кольцевой канал, образованный внутренней обечайкой и перфорированной поверхностью затурбинного обтекателя, смеситель образует с корпусом канал холодного воздуха, а с неохлаждаемой частью затурбинного обтекателя - канал горячего воздуха, форсажная камера содержит кольцевые стабилизаторы пламени, малый кольцевой стабилизатор пламени выполнен охлаждаемым и установлен так, что он заслоняет неохлаждаемую часть затурбинного обтекателя со стороны сопла, перекрывая поверхность, ограниченную двумя окружностями, где верхняя лежит на образующей перед местом крепления неохлаждаемой части, а нижняя совпадает с начальным участком охлаждаемой части затурбинного обтекателя.The problem is achieved in that a multi-circuit gas turbine engine, comprising a housing in which a turbine with a turbine cowl is arranged sequentially, a mixer, an afterburner, a nozzle, and the turbine cowl contains a cooled and uncooled part, an annular channel formed by an inner shell is made in the cooled part and the perforated surface of the turbine cowling, the mixer forms a channel of cold air with the housing, and with the uncooled part of the turbine cowling, a channel of mountains of pure air, the afterburner contains ring flame stabilizers, the small ring flame stabilizer is made cooled and installed so that it obscures the uncooled part of the turbine fairing from the nozzle side, overlapping the surface bounded by two circles, where the upper one lies on the generatrix in front of the fastening point of the uncooled part, and the lower one coincides with the initial portion of the cooled part of the turbine fairing.

В турбореактивном двигателе канал холодного воздуха сообщен с кольцевым каналом затурбинного обтекателя посредством воздухозаборников, расположенных за срезом каналов смесителя.In a turbojet engine, the cold air channel is in communication with the annular channel of the turbine cowling by means of air intakes located behind a cut of the mixer channels.

В турбореактивном двигателе внутренняя кольцевая полость малого кольцевого стабилизатора пламени соединена телескопически с кольцевым каналом затурбинного обтекателя посредством полых трубок.In a turbojet engine, the inner annular cavity of the small annular flame stabilizer is telescopically connected to the annular channel of the turbine cowl via hollow tubes.

В турбореактивном двигателе соединение полых трубок между малым кольцевым стабилизатором пламени и обтекателем выполнено шарнирным.In a turbojet engine, the connection of the hollow tubes between the small annular flame stabilizer and the fairing is made by articulation.

В турбореактивном двигателе на задней стенке малого кольцевого стабилизатора пламени выполнены сквозные отверстия.In a turbojet engine, through holes are made on the rear wall of the small annular flame stabilizer.

На фиг.1 показан продольный разрез выходного устройства двигателя;Figure 1 shows a longitudinal section of the output device of the engine;

На фиг.2 показан разрез А-А;Figure 2 shows a section aa;

На фиг.3 показан пример выполнения телескопической стойки.Figure 3 shows an example of a telescopic rack.

Многоконтурный газотурбинный двигатель содержит корпус 1, полый затурбинный обтекатель 2, состоящий из охлаждаемой 3 и неохлаждаемой 4 частей, разделитель контуров каналов холодного воздуха и горячего газа, выполненный в виде лепесткового смесителя 5, образует с корпусом 1 канал 6 холодного воздуха, а с обтекателем 2 - канал 7 горячего газа. Для отбора холодного воздуха из наружного контура на охлаждение затурбинного обтекателя 2 предусмотрены воздухозаборники 8, установленные на перфорированной наружной поверхности 9 охлаждаемой части 3 обтекателя 2. Входы воздухозаборников 8 встроены навстречу потоку охлаждающего воздуха и расположены за срезом кармана смесителя 5. Затурбинный обтекатель 2 закреплен на опоре турбины 10 и снабжен внутренней конусообразной обечайкой 11. Для повышения эффективности охлаждения перфорированной поверхности 9 затурбинного обтекателя 2 предусмотрен кольцевой канал 12, образованный внутренней обечайкой 11 и перфорированной поверхностью 9. Кольцевой канал 12 изолирован от внутренней горячей полости 13, расположенной за турбиной 10. На перфорированной поверхности 9 затурбинного обтекателя 2 предусмотрены гнезда 14 под шарниры 15 для установки полых стоек 16, соединяющих кольцевой канал 12 с внутренней полостью стабилизатора пламени 17. Затурбинный обтекатель 2 совместно с корпусом 1 образует камеру смешения 18, внутри которой расположены кольцевые стабилизаторы пламени малого и большого диаметра 17 и 19 соответственно. Кольцевые стабилизаторы пламени 17, 19 и сопло 20 прикреплены к корпусу 1. Малый стабилизатор пламени 17 выполнен охлаждаемым и установлен таким образом, что неохлаждаемая часть 4 затурбинного обтекателя 2 и внутренняя обечайка опоры турбины 10 не видны со стороны сопла 20, а именно проекция малого стабилизатора пламени 17 на неохлаждаемую часть затурбинного обтекателя 2 со стороны сопла 20 перекрывает поверхность, ограниченную двумя окружностями, причем верхняя окружность лежит на образующей, совпадающей с входным отверстием сопла 20, а нижняя окружность образована проекцией малого диаметра стабилизатора пламени 17 на основание кольцевого канала 12 затурбинного обтекателя 2. Для обеспечения надежного воздушного соединения стабилизатора 17 с затурбинным обтекателем 2 предусмотрены два шарнира 15 и 21, установленные на стабилизаторе 17 и обтекателе 2. Полые стойки 16 закреплены в шарнире 21 и, проходя через шарниры 15, обеспечивают надежное телескопическое соединение, позволяющее сохранять воздушный канал поступления холодного воздуха из кольцевого канала 12 затурбинного обтекателя 2 во внутреннюю полость стабилизатора 17. На задней стенке 22 стабилизатора 17 имеются отверстия 23 для выхода охлаждающего воздуха, а на противоположной стороне - гнездо 24 под установку шарнира 21.A multi-circuit gas turbine engine comprises a housing 1, a hollow turbine cowling 2, consisting of a cooled 3 and uncooled 4 parts, a cold air and hot gas channel separator made in the form of a blade mixer 5, forms a cold air channel 6 with the body 1, and with a cowl 2 - channel 7 hot gas. To take cold air from the external circuit for cooling the turbine cowling 2, air intakes 8 are provided that are installed on the perforated outer surface 9 of the cooled part 3 of the cowling 2. The inlets of the air intakes 8 are built in against the flow of cooling air and are located behind the cut of the mixer pocket 5. The turbine cowling 2 is mounted on a support turbines 10 and is provided with an inner cone-shaped shell 11. To increase the cooling efficiency of the perforated surface 9 of the turbine cowling 2, the annular channel 12 formed by the inner shell 11 and the perforated surface 9. the annular channel 12 is isolated from the internal hot cavity 13 located behind the turbine 10. On the perforated surface 9 of the turbine cowling 2 there are sockets 14 for hinges 15 for installing hollow struts 16 connecting the annular channel 12 with the internal cavity of the flame stabilizer 17. The turbine cowl 2 together with the housing 1 forms a mixing chamber 18, inside of which ring flame stabilizers of small and large diameters are located 17 and 19 respectively. Ring flame stabilizers 17, 19 and the nozzle 20 are attached to the housing 1. The small flame stabilizer 17 is made cooled and installed so that the uncooled part 4 of the turbine cowl 2 and the inner shell of the turbine support 10 are not visible from the nozzle 20, namely, the projection of the small stabilizer flame 17 on the uncooled part of the turbine cowl 2 from the nozzle 20 overlaps the surface bounded by two circles, the upper circle lying on the generatrix coinciding with the inlet of the nozzle 20, and the lower one The contour is formed by the projection of the small diameter of the flame stabilizer 17 on the base of the annular channel 12 of the turbine cowling 2. To ensure reliable air connection of the stabilizer 17 with the turbine cowling 2, two hinges 15 and 21 are mounted on the stabilizer 17 and cowling 2. The hollow posts 16 are fixed in the hinge 21 and, passing through the hinges 15, provide a reliable telescopic connection that allows you to save the air channel of the cold air from the annular channel 12 of the turbine fairing 2 in internal cavity of the stabilizer 17. On the rear wall 22 of the stabilizer 17 there are openings 23 for the exit of cooling air, and on the opposite side there is a socket 24 for installing the hinge 21.

При работе многоконтурного газотурбинного двигателя холодный воздух наружного контура и горячий газ внутреннего контура, проходя каналы 6 и 7, поступают в камеру смешения 18 и далее в сопло 20. Часть холодного воздуха через воздухозаборники 8 подается в кольцевой канал 12, а из него через отверстия наружной поверхности 9 обтекателя 2 вытекает в проточную часть форсажной камеры. Холодный воздух через полые стойки 16 поступает во внутреннюю полость стабилизатора пламени 17, откуда через отверстия 22 в проточную часть форсажной камеры. При работе двигателя, из-за того что стабилизаторы пламени закреплены на наружном корпусе 1, а затурбинный обтекатель на задней опоре турбины 10 внутреннего контура, имеющего более высокую температуру, происходит взаимное перемещение стабилизатора 17 и затурбинного обтекателя 2. Шарнирно-телескопическое соединение позволяет сохранить надежность соединения стабилизатора 17 и затурбинного обтекателя 2, при их взаимном перемещении.During operation of a multi-circuit gas turbine engine, the cold air of the external circuit and the hot gas of the internal circuit, passing through channels 6 and 7, enter the mixing chamber 18 and then into the nozzle 20. A part of the cold air through the air intakes 8 is supplied to the annular channel 12, and from it through the openings of the external the surface 9 of the fairing 2 flows into the flow part of the afterburner. Cold air through the hollow pillars 16 enters the inner cavity of the flame stabilizer 17, from where through holes 22 into the flow part of the afterburner. When the engine is running, due to the fact that the flame stabilizers are mounted on the outer casing 1, and the turbine fairing on the rear support of the turbine 10 of the internal circuit having a higher temperature, the stabilizer 17 and the turbine fairing 2 move relative to each other. The telescopic hinge allows maintaining reliability the connection of the stabilizer 17 and the turbine fairing 2, with their mutual movement.

Предлагаемая конструкция обеспечивает снижение уровня инфракрасного излучения и потерь полного давления, уменьшение габаритов и массы форсажной камеры.The proposed design reduces the level of infrared radiation and loss of total pressure, reducing the size and weight of the afterburner.

Claims

1. A turbojet engine comprising a housing in which a turbine with a turbine cowling, a mixer, an afterburner, a nozzle are arranged in series, the turbine cowling comprising a cooled and uncooled part, an annular channel formed by an inner shell and a perforated surface of the turbine cowling is made in the cooled part, the mixer forms a channel of cold air with the housing, and with the uncooled part of the turbine cowling - a channel of hot air, the afterburner contains annular abilizatory flame, characterized in that the small flame stabilizer ring configured cooled and set so that it obscures the uncooled part zaturbinnogo fairing from the nozzle.

2. The turbojet engine according to claim 1, characterized in that the cold air channel is in communication with the annular channel of the turbine cowling by means of air intakes located behind a cut of the mixer channels.

3. The turbojet engine according to claim 1, characterized in that the inner annular cavity of the small annular flame stabilizer is telescopically connected to the annular channel of the turbine cowling by means of hollow tubes.

4. The turbojet engine according to claim 3, characterized in that the connection of the hollow tubes between the small annular flame stabilizer and the fairing is made hinged.

5. The turbojet engine according to claim 1, characterized in that through holes are made on the rear wall of the small annular flame stabilizer.