RU2494271C1 - Турбореактивный двигатель - Google Patents
Турбореактивный двигатель Download PDFInfo
- Publication number
- RU2494271C1 RU2494271C1 RU2012115151/06A RU2012115151A RU2494271C1 RU 2494271 C1 RU2494271 C1 RU 2494271C1 RU 2012115151/06 A RU2012115151/06 A RU 2012115151/06A RU 2012115151 A RU2012115151 A RU 2012115151A RU 2494271 C1 RU2494271 C1 RU 2494271C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- turbine
- mixer
- annular
- air
- channel
- Prior art date
Links
Images
Landscapes
- Control Of Turbines (AREA)
Abstract
Изобретение относится к авиационным турбореактивным двигателям, включая двигатели для сверхзвуковых самолетов. Турбореактивный двигатель включает турбину низкого давления и регулируемый лепестковый смеситель, содержащий коническую обечайку, на ее выходе. Между турбиной и смесителем установлена кольцевая обечайка, образующая промежуточную кольцевую полость между газовым каналом внутреннего контура и воздушным каналом наружного контура. Кольцевая полость на выходе соединена через выходную кольцевую щель с газовым каналом и с зоной смешения потоков воздуха и газа, а на входе - с воздухозаборником, образованным радиальным кольцевым ребром корпуса турбины и конической обечайкой смесителя и выполненным с возможностью перекрытия проходного сечения подвижным в осевом направлении радиальным кольцом. Кольцевое ребро выполнено с внешней стороны от последней рабочей лопатки турбины, а радиальное кольцо установлено на наружном корпусе турбины с помощью исполнительных элементов. Изобретение позволяет повысить эффективность смешения потоков наружного и внутреннего контуров, снизить гидравлическое сопротивление и повысить тягу двигателя при трансзвуковых режимах полета сверхзвуковых самолетов. 4 ил.
Description
Изобретение относится к авиационным турбореактивным двигателям, включая двигатели изменяемого цикла, для сверхзвуковых самолетов.
Известно, что регулирование площадей смесителя турбореактивных двухконтурный двигателей в сочетании с регулированием сопла позволяет улучшать тягово-экономические и акустические характеристики двигателей для многорежимных самолетов в различных условиях полета.
Известен турбореактивный двигатель с регулируемым кольцевым смесителем (С.А. Вьюнов. Конструкция и проектирование авиационных газотурбинных двигателей, стр.552, рис.13.5).
Недостатком такой конструкции является низкая эффективность кольцевого смесителя, что ухудшает экономичность двигателя.
Наиболее близким к заявляемому является турбореактивный двигатель с регулируемым смесителем, выполненный в виде отдельных поворотных створок (Патент Великобритании №2244098, F02K 3/02, 1990 г.).
Недостатком известной конструкции, принятой за прототип, является ее низкая надежность из-за большого числа поворотных створок, расположенных на выходе из турбины и омываемых высокотемпературным потоком газа, а также низкая эффективность смесителя.
Техническая задача, решаемая изобретением, заключается в повышении надежности и экономичности двигателя за счет высокой эффективности смешения потоков наружного и внутреннего контуров, снижения гидравлического сопротивления и повышения тяги двухконтурного турбореактивного двигателя при трансзвуковых режимах полета сверхзвуковых самолетов.
Сущность изобретения заключается в том, что в турбореактивном двигателе, содержащем турбину низкого давления и регулируемый смеситель на ее выходе, согласно изобретению, смеситель выполнен лепестковым и содержит коническую обечайку. Между турбиной и смесителем установлена кольцевая обечайка, образующая промежуточную кольцевую полость между газовым каналом внутреннего контура и воздушным каналом наружного контура, на выходе соединенную через выходную кольцевую щель с газовым каналом и с зоной смешения потоков воздуха и газа, а на входе - с воздухозаборником. Воздухозаборник образован радиальным кольцевым ребром корпуса турбины и конической обечайкой смесителя и выполнен с возможностью перекрытия проходного сечения подвижным в осевом направлении радиальным кольцом, причем кольцевое ребро выполнено с внешней стороны от последней рабочей лопатки турбины, а радиальное кольцо установлено на наружном корпусе турбины с помощью исполнительных элементов.
Выполнение между турбиной и смесителем кольцевой обечайки, образующей промежуточную кольцевую полость между газовым каналом внутреннего контура и воздушным каналом наружного контура на выходе соединенную через выходную кольцевую щель с газовым каналом и с зоной смешения потоков воздуха и газа, а на выходе - с воздухозаборником, выполненным с возможностью перекрытия проходного сечения подвижным в осевом направлении радиальным кольцом, позволяет регулировать проходную площадь смесителя по воздуху, что дает возможность повысить тягу двигателя при трансзвуковых режимах полета сверхзвуковых самолетов.
Воздухозаборник образован радиальным кольцевым ребром корпуса турбины и конической обечайкой смесителя, а радиальное кольцо установлено на наружном корпусе турбины, что позволяет минимизировать загромождение канала наружного контура двигателя, снижая гидравлическое сопротивление от применения регулируемого смесителя и способствует повышению экономичности двигателя.
Кроме того, размещение кольцевого ребра с внешней стороны от последней рабочей лопатки турбины обеспечивает непробиваемость наружного корпуса турбины в случае поломки рабочей лопатки. Размещение исполнительных элементов и радиального кольца в канале наружного контура вне зоны доступа высокотемпературного газового потока позволяет повысить надежность конструкции и снизить ее вес и габариты. Выполнение смесителя лепестковым повышает эффективность смешения потока газа из газогенератора и потока воздуха из канала наружного контура.
Изобретение иллюстрируется следующим образом.
На фиг.1 показан продольный разрез турбореактивного двигателя с регулируемым смесителем, на фиг.2 - элемент I на фиг.1 в увеличенном виде, на фиг.3 - элемент II на фиг.2 в увеличенном виде. На фиг.4 представлен элемент II на фиг.2 в увеличенном виде с открытым воздухозаборником смесителя.
Турбореактивный двигатель с регулируемым смесителем 1 состоит из вентилятора 2 с каналом наружного контура 3 и газогенератора 4 с компрессором 5, камерой сгорания 6, турбиной высокого давления 7 и с турбиной низкого давления 8.
На выходе из газогенератора 4, для смешения потока воздуха 9 из канала наружного контура 3 и потока газа 10 из газогенератора 4 установлен лепестковый смеситель 11.
Между турбиной низкого давления 8 и лепестковым смесителем 11 выполнена кольцевая полость12, ограниченная с внутренней стороны закрепленной на наружном корпусе 13 турбины низкого давления 8 кольцевой обечайкой 14, а с внешней стороны - конической обечайкой 15 смесителя 11. На выходе полость 12 через кольцевую щель 16 соединена с газовым каналом 17 смесителя 11 и ниже по потоку - с зоной смешения 18 потоков воздуха 9 и газа 10.
На входе полость 12 соединена через воздухозаборник 19 с каналом наружного контура 3, причем воздухозаборник 19, образованный радиальным кольцевым ребром 20 наружного корпуса 13 турбины 8 и конической обечайкой 15 смесителя 11, выполнен с возможностью периодического перекрытия своего проходного сечения подвижным в осевом направлении радиальным кольцом 21, установленным с помощью исполнительных элементов 22 на наружном корпусе 23 опоры 24 турбины 8.
Радиальное кольцевое ребро 20 выполнено с внешней стороны от рабочей лопатки 25 последней ступени турбины 8 и обеспечивает непробиваемость наружного корпуса 13 в случае обрыва лопатки 25.
Со стороны газового потока 10 на кольцевой обечайке 14 установлены профилированные стойки 26, на которых закреплен задний корпус 27.
Для обеспечения вибропрочности, лепестковый смеситель 11 с помощью радиальных ребер 28 закреплен на наружном корпусе 13 турбины 8 и с помощью телескопического в осевом направлении соединения 29 - на наружном корпусе 30 двигателя 1. Позицией 31 обозначен дополнительный поток воздуха 9, поступающий из полости 12 в газовый канал 17 смесителя 11 в случае перемещения кольца 21 из положения 32 в положение 33.
Заявляемое устройство работает следующим образом.
На трансзвуковых режимах полета для получения необходимой повышенной тяги двигателя, радиальное подвижное кольцо 21 с помощью исполнительных элементов 22 перемещается вперед, из положения 32 в положение 33, против потока воздуха 9 в канале наружного контура 3, открывая тем самым воздухозаборник 19 и увеличивая проходную площадь смесителя 11 по воздуху.
Дополнительный поток воздуха 31 поступает из канала наружного контура 3 и кольцевой полости 12 через выходную кольцевую щель 16 в зону смешения 18, что повышает тягу двигателя.
В качестве исполнительных элементов 22 могут быть использованы гидроцилиндры или пневмоцилиндры, а также шариковинтовые механизмы.
Минимальные вес и габариты регулируемого элемента в виде радиального кольцевого ребра 21, установленного в канале наружного контура 3, позволяет производить регулирование проходной площади по воздуху смесителя 11 без дополнительного загромождения канала наружного контура 3.
Закрывается воздухозаборник 19 перемещением кольцевого ребра 21 по потоку воздуха 9 из положения 33 в положение 32, т.е. до упора кольца 21 в радиальное ребро 20 и в коническую обечайку 15.
Claims (1)
- Турбореактивный двигатель, содержащий турбину низкого давления и регулируемый смеситель на ее выходе, отличающийся тем, что смеситель выполнен лепестковым и содержит коническую обечайку, между турбиной и смесителем установлена кольцевая обечайка, образующая промежуточную кольцевую полость между газовым каналом внутреннего контура и воздушным каналом наружного контура, на выходе соединенную через выходную кольцевую щель с газовым каналом и с зоной смешения потоков воздуха и газа, а на входе - с воздухозаборником, образованным радиальным кольцевым ребром корпуса турбины и конической обечайкой смесителя, и выполненным с возможностью перекрытия проходного сечения подвижным в осевом направлении радиальным кольцом, причем кольцевое ребро выполнено с внешней стороны от последней рабочей лопатки турбины, а радиальное кольцо установлено на наружном корпусе турбины с помощью исполнительных элементов.
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2012115151/06A RU2494271C1 (ru) | 2012-04-16 | 2012-04-16 | Турбореактивный двигатель |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2012115151/06A RU2494271C1 (ru) | 2012-04-16 | 2012-04-16 | Турбореактивный двигатель |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2494271C1 true RU2494271C1 (ru) | 2013-09-27 |
Family
ID=49254098
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2012115151/06A RU2494271C1 (ru) | 2012-04-16 | 2012-04-16 | Турбореактивный двигатель |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU2494271C1 (ru) |
Citations (6)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
GB2244098A (en) * | 1990-05-17 | 1991-11-20 | Secr Defence | Variable configuration gas turbine engine |
RU1434872C (ru) * | 1986-12-08 | 1994-05-15 | Акционерное общество "Авиадвигатель" | Смеситель двухконтурного турбореактивного двигателя |
EP1359309A1 (fr) * | 2002-04-24 | 2003-11-05 | Abdelilah Lafkih | Turbine à gaz comportant un dispositif de mélange de gaz à lobes et à tubes |
US20080213088A1 (en) * | 2004-11-05 | 2008-09-04 | Volvo Aero Corporation | Stator for a Jet Engine, a Jet Engine Comprising Such a Stator, and an Aircraft Comprising the Jet Engine |
RU2405958C2 (ru) * | 2004-09-29 | 2010-12-10 | Снекма Пропюльсьон Солид | Смеситель для сопла с разделенным потоком |
RU2422660C2 (ru) * | 2006-01-13 | 2011-06-27 | Снекма | Смеситель потоков переменного сечения для двухконтурного турбореактивного двигателя сверхзвукового самолета и турбореактивный двигатель |
-
2012
- 2012-04-16 RU RU2012115151/06A patent/RU2494271C1/ru not_active IP Right Cessation
Patent Citations (6)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU1434872C (ru) * | 1986-12-08 | 1994-05-15 | Акционерное общество "Авиадвигатель" | Смеситель двухконтурного турбореактивного двигателя |
GB2244098A (en) * | 1990-05-17 | 1991-11-20 | Secr Defence | Variable configuration gas turbine engine |
EP1359309A1 (fr) * | 2002-04-24 | 2003-11-05 | Abdelilah Lafkih | Turbine à gaz comportant un dispositif de mélange de gaz à lobes et à tubes |
RU2405958C2 (ru) * | 2004-09-29 | 2010-12-10 | Снекма Пропюльсьон Солид | Смеситель для сопла с разделенным потоком |
US20080213088A1 (en) * | 2004-11-05 | 2008-09-04 | Volvo Aero Corporation | Stator for a Jet Engine, a Jet Engine Comprising Such a Stator, and an Aircraft Comprising the Jet Engine |
RU2422660C2 (ru) * | 2006-01-13 | 2011-06-27 | Снекма | Смеситель потоков переменного сечения для двухконтурного турбореактивного двигателя сверхзвукового самолета и турбореактивный двигатель |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
RU2435057C2 (ru) | Турбовентиляторный газотурбинный двигатель с регулируемыми вентиляторными выходными направляющими лопатками (варианты) | |
JP4855275B2 (ja) | 超音速航空機のターボファンジェットエンジン用の、可変領域を有するコア排気ミキサ | |
US9476362B2 (en) | Turbomachine with bleed valves located at the intermediate case | |
RU2015130230A (ru) | Продувочный и охлаждающий воздух для выпускной секции сборки газовой турбины | |
CN107916993B (zh) | 燃气涡轮发动机和用于燃气涡轮发动机的放气组件 | |
US10550704B2 (en) | High performance convergent divergent nozzle | |
RU2007105307A (ru) | Турбовентиляторный двигатель с двойным обтеканием | |
KR20140099206A (ko) | 축류 터빈 및 이를 포함하는 터보 과급기 | |
RU2005102777A (ru) | Трубореактивный двигатель с большой степенью двухконтурности | |
RU2566091C2 (ru) | Сопло холодного потока турбореактивного двухконтурного двигателя с раздельными потоками, содержащее решетчатый реверсор тяги | |
RU2316662C1 (ru) | Газотурбинный двигатель | |
EP3406915B1 (en) | Centrifugal compressor having a variable diffuser with axially translating end wall | |
US20180100440A1 (en) | Bleed valve assembly for a gas turbine engine | |
US8511095B2 (en) | Flow discharge device | |
US20120315131A1 (en) | Axial turbocompressor | |
EP2900995B1 (en) | Geared gas turbine engine integrated with a variable area fan nozzle with reduced noise | |
RU2494271C1 (ru) | Турбореактивный двигатель | |
RU2488710C1 (ru) | Двухконтурный турбореактивный двигатель | |
RU165003U1 (ru) | Устройство для стабилизации пламени в форсажной камере турбореактивного двигателя | |
RU2538985C1 (ru) | Статор высокотемпературной турбины | |
RU2507401C1 (ru) | Турбина низкого давления газотурбинного двигателя | |
RU2592937C1 (ru) | Турбореактивный двигатель | |
US20190376470A1 (en) | Jet engine with a radially variable wall | |
RU2644660C1 (ru) | Газотурбинный двигатель | |
US20230080020A1 (en) | Aircraft propulsion system with variable area inlet |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
PD4A | Correction of name of patent owner | ||
MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20170417 |