RU2494271C1 - Турбореактивный двигатель - Google Patents

Турбореактивный двигатель Download PDF

Info

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
Application number
RU2012115151/06A
Other languages
English (en)
Inventor
Александр Адольфович Пожаринский
Валерий Алексеевич Кузнецов
Original Assignee
Открытое акционерное общество "Авиадвигатель"
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Открытое акционерное общество "Авиадвигатель" filed Critical Открытое акционерное общество "Авиадвигатель"
Priority to RU2012115151/06A priority Critical patent/RU2494271C1/ru
Application granted granted Critical
Publication of RU2494271C1 publication Critical patent/RU2494271C1/ru

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)

  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.
RU2012115151/06A 2012-04-16 2012-04-16 Турбореактивный двигатель RU2494271C1 (ru)

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)

* Cited by examiner, † Cited by third party
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

Patent Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
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
EP2900995B1 (en) Geared gas turbine engine integrated with a variable area fan nozzle with reduced noise
US20120315131A1 (en) Axial turbocompressor
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