RU2516760C1 - Регулируемое сопло турбореактивного двигателя - Google Patents

Регулируемое сопло турбореактивного двигателя Download PDF

Info

Publication number
RU2516760C1
RU2516760C1 RU2013116511/06A RU2013116511A RU2516760C1 RU 2516760 C1 RU2516760 C1 RU 2516760C1 RU 2013116511/06 A RU2013116511/06 A RU 2013116511/06A RU 2013116511 A RU2013116511 A RU 2013116511A RU 2516760 C1 RU2516760 C1 RU 2516760C1
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
sections
inserts
brackets
screen
cooling air
Prior art date
Application number
RU2013116511/06A
Other languages
English (en)
Inventor
Сергей Николаевич Пырков
Павел Никитович Гусев
Original Assignee
Оао Умпо
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 Оао Умпо filed Critical Оао Умпо
Priority to RU2013116511/06A priority Critical patent/RU2516760C1/ru
Application granted granted Critical
Publication of RU2516760C1 publication Critical patent/RU2516760C1/ru

Links

Images

Landscapes

  • Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)

Abstract

Изобретение относится к области авиационного двигателестроения, а именно к конструкции сопел турбореактивных двигателей. Регулируемое сопло содержит корпус с теплозащитным экраном и шарнирно прикрепленные к корпусу створки. Теплозащитный экран образует с корпусом канал для прохождения охлаждающего воздуха и выполнен в виде секций с боковыми отбортовками. Секции экрана размещены в окружном направлении и снабжены вставками со скобами, жестко прикрепленными к секциям. Скобы размещены внутри вставок на глубине, не меньшей толщины скоб, а жесткое крепление скоб к секциям экрана выполнено посредством сварки или пайки. Боковые отбортовки секций экрана выполнены с уменьшением их ширины в направлении потока охлаждающего воздуха. Изобретение позволяет обеспечить надежное охлаждение сопла, а также повысить ресурс и надежность двигателя. 4 ил.

Description

Изобретение относится к области авиационного двигателестроения, а именно к конструкции сопел турбореактивных двигателей (ТРД).
Известно регулируемое сопло ТРД, содержащее корпус с теплозащитным экраном, образующим с корпусом канал для прохождения охлаждающего воздуха, выполненным в виде секций с боковыми отбортовками, размещенными в окружном направлении, снабженными вставками со скобами, жестко прикрепленными к секциям экрана и шарнирно прикрепленными к корпусу створками (см. патент №2451194 класса F02К 1/12, опубл. в 2012 г.).
Недостатком этого устройства является то, что канал охлаждающего воздуха загроможден скобами крепления вставок, заклепками крепления скоб к секциям экрана, головки которых находятся как в охлаждающем канале, так и в потоке горячих газов, что вызывает местные срывы и возмущения потоков, а также боковыми отбортовками секций экрана. Указанное приводит к «затенению» площади канала охлаждения, местным перегревам и ухудшению охлаждения створок сопла.
Задачей изобретения является максимальное уменьшение «затенения» площади охлаждающего канала, особенно на его выходе к створкам сопла, и устранения источников местных срывов охлаждающего и горячего потоков и, соответственно, местных перегревов.
Указанная задача решается тем, что в известном регулируемом сопле турбореактивного двигателя, содержащем корпус с теплозащитным экраном, образующим с корпусом канал для прохождения охлаждающего воздуха, выполненным в виде секций с боковыми отбортовками, размещенных в окружном направлении и снабженных вставками со скобами, жестко прикрепленными к секциям экрана, и шарнирно прикрепленными к корпусу створками с экранами, согласно изобретению скобы размещены внутри вставок на глубине, не меньшей толщины скоб, при этом жесткое крепление скоб к секциям экрана выполнено посредством сварки или пайки, а боковые отбортовки секций экрана выполнены с уменьшением их ширины в направлении потока охлаждающего воздуха.
Такое выполнение крепления секций теплозащитного экрана и подрезанные отбортовки на боковых кромках секций в направлении к створкам и приварка или пайка скоб к секциям экрана позволяют получить более равномерную в окружном направлении подачу охлаждающего воздуха на створки реактивного сопла, при этом обеспечивая необходимую площадь проходного сечения и, следовательно, необходимого расхода воздуха без увеличения габаритов конструкции.
На фиг.1 представлен продольный разрез регулируемого сопла;
на фиг.2 - элемент А установки секций теплозащитного экрана со вставками и скобами в корпус сопла;
на фиг.3 - вид сверху на секции экрана со вставками и скобами (без корпуса и створок);
на фиг.4 - сечение Б-Б по секции экрана и вставкам.
Сопло содержит корпус 1, экран 2, причем между экраном и корпусом образован канал 3 для прохода охлаждающего воздуха. Экран 2 состоит из секций 4, на которых выполнены боковые отбортовки 5 (фиг.4) для обеспечения герметизации. На секциях 4 установлены вставки 6 и 7 со скобами 8, приваренные контактной точечной сваркой 9 или припаянные к секциям экрана 4. К корпусу 1 шарнирно прикреплены створки 10. На внутренней поверхности 11 вставок 6 и 7 выполнены углубления 12, в которых установлены скобы 8 на глубину L, не меньшую толщины скоб. Вставки 6 и 7 и скобы 8 закреплены между собой через шайбы 13 при помощи пальцев 14, при этом между торцем 15 пальцев 14 и внутренней поверхностью 11 скоб 8 имеется зазор В. Секции теплозащитных экрана 4 посредством боковых отбортовок 5 и накладок 16 входят в зацепление друг с другом в окружном направлении, при этом ширина боковых отбортовок 5 экрана 4 уменьшается и сводится на нет к срезу экрана, то есть на выходе к створкам 10. Между вставками 6 и 7 имеется зазор Д, а углублениями 12 во вставках 6 и 7 и скобами 8 - зазор Е. Зазоры В, Д и Е необходимы для поворота вставок 6 и 7 для осуществления сварки или припайки скоб 8 к секциям 4 экрана 2.
При запуске двигателя секции экрана 4 с одной стороны обтекают горячие газы, а с другой стороны - охлаждающий воздух, который подается в канал между корпусом и экраном и выходит в щель, образованную поверхностями вставок 6 и экраном, и далее выходит в канал охлаждения створок 10. Так как выходная щель канала является определяющей для обеспечения минимально необходимого расхода охлаждающего воздуха на створки на разных режимах работы двигателя, то устраненные «затенения» и выступы как внутри канала, так и со стороны горячего потока обеспечивают равномерный выход охлаждающего воздуха без турбулентных срывов и, как результат, затекания горячих газов в каналы створок. Указанное осуществляется в настоящем изобретении.
Предложенное изобретение обеспечивает надежное охлаждение сопла и увеличивает ресурс и надежность работы двигателя.

Claims (1)

  1. Регулируемое сопло турбореактивного двигателя, содержащее корпус с теплозащитным экраном, образующим с корпусом канал для прохождения охлаждающего воздуха, выполненным в виде секций с боковыми отбортовками, размещенных в окружном направлении и снабженных вставками со скобами, жестко прикрепленными к секциям экрана, и шарнирно прикрепленными к корпусу створками с экранами, отличающееся тем, что скобы размещены внутри вставок на глубине, не меньшей толщины скоб, при этом жесткое крепление скоб к секциям экрана выполнено посредством сварки или пайки, а боковые отбортовки секций экрана выполнены с уменьшением их ширины в направлении потока охлаждающего воздуха.
RU2013116511/06A 2013-04-11 2013-04-11 Регулируемое сопло турбореактивного двигателя RU2516760C1 (ru)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2013116511/06A RU2516760C1 (ru) 2013-04-11 2013-04-11 Регулируемое сопло турбореактивного двигателя

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2013116511/06A RU2516760C1 (ru) 2013-04-11 2013-04-11 Регулируемое сопло турбореактивного двигателя

Publications (1)

Publication Number Publication Date
RU2516760C1 true RU2516760C1 (ru) 2014-05-20

Family

ID=50779077

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2013116511/06A RU2516760C1 (ru) 2013-04-11 2013-04-11 Регулируемое сопло турбореактивного двигателя

Country Status (1)

Country Link
RU (1) RU2516760C1 (ru)

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2729214C1 (ru) * 2019-09-04 2020-08-07 Публичное акционерное общество "ОДК-Уфимское моторостроительное производственное объединение" (ПАО "ОДК-УМПО") Регулируемое сверхзвуковое сопло турбореактивного двигателя

Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US5069034A (en) * 1989-05-11 1991-12-03 Societe Nationale D'etude Et De Construction De Moteurs D'aviation "S.N.E.C.M.A." Heat protective lining for an afterburner or transition duct of a turbojet engine
GB2278403A (en) * 1993-05-28 1994-11-30 Mtu Muenchen Gmbh Jet thrust nozzle support
RU2301904C2 (ru) * 2002-01-31 2007-06-27 Снекма Мотёр Система охлаждения для струйного сопла с дожиганием газотурбинного двигателя
US7966823B2 (en) * 2006-01-06 2011-06-28 General Electric Company Exhaust dust flow splitter system
RU2433291C2 (ru) * 2006-04-28 2011-11-10 Снекма Задняя часть турбореактивного двигателя самолета, турбореактивный двигатель и самолет
RU2451194C1 (ru) * 2010-12-02 2012-05-20 Открытое акционерное общество "Научно-производственное объединение "Сатурн" (ОАО "НПО "Сатурн") Регулируемое сопло турбореактивного двигателя

Patent Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US5069034A (en) * 1989-05-11 1991-12-03 Societe Nationale D'etude Et De Construction De Moteurs D'aviation "S.N.E.C.M.A." Heat protective lining for an afterburner or transition duct of a turbojet engine
GB2278403A (en) * 1993-05-28 1994-11-30 Mtu Muenchen Gmbh Jet thrust nozzle support
RU2301904C2 (ru) * 2002-01-31 2007-06-27 Снекма Мотёр Система охлаждения для струйного сопла с дожиганием газотурбинного двигателя
US7966823B2 (en) * 2006-01-06 2011-06-28 General Electric Company Exhaust dust flow splitter system
RU2433291C2 (ru) * 2006-04-28 2011-11-10 Снекма Задняя часть турбореактивного двигателя самолета, турбореактивный двигатель и самолет
RU2451194C1 (ru) * 2010-12-02 2012-05-20 Открытое акционерное общество "Научно-производственное объединение "Сатурн" (ОАО "НПО "Сатурн") Регулируемое сопло турбореактивного двигателя

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2729214C1 (ru) * 2019-09-04 2020-08-07 Публичное акционерное общество "ОДК-Уфимское моторостроительное производственное объединение" (ПАО "ОДК-УМПО") Регулируемое сверхзвуковое сопло турбореактивного двигателя

Similar Documents

Publication Publication Date Title
US9822654B2 (en) Arrangement for cooling a component in the hot gas path of a gas turbine
WO2011111405A1 (ja) 航空機における翼前縁部の防除氷装置及び航空機主翼
RU2486106C2 (ru) Воздухозаборник для установки выше по потоку от среднего элемента гондолы двигателя летательного аппарата и гондола, оборудованная таким воздухозаборником
CA2861274C (en) Combustor heat-shield cooling via integrated channel
US9623979B2 (en) Aircraft nacelle comprising an improved air intake
RU2018136759A (ru) Насадка для ручного прибора
RU2013154300A (ru) Передняя часть разделителя осевой турбомашины с антиобледенительным устройством
JP2015090108A5 (ru)
US9845733B2 (en) Fire seal for use with a gas turbine engine
RU2007135272A (ru) Конструкция сопряжения канала отбора газа с каналом проточной части газотурбинного двигателя
US20180038594A1 (en) Combustor cooling panel, transition piece and combustor including the same, and gas turbine including combustor
RU2014153353A (ru) Реверсор тяги с убирающимися решетками
RU2516760C1 (ru) Регулируемое сопло турбореактивного двигателя
RU2012146841A (ru) Внутренний блок кондиционера воздуха
US20210025326A1 (en) Inlet bleed heat system for use in a turbine engine
US20150204197A1 (en) Airfoil leading edge chamber cooling with angled impingement
RU2014127180A (ru) Система охлаждения
US20160032748A1 (en) Guide blade for a gas turbine
RU2015142425A (ru) Система вертикальной турбины с направителями потока
RU2014116079A (ru) Створка реверсора тяги, имеющая боковые отверстия
JP2017071943A5 (ru)
RU2451194C1 (ru) Регулируемое сопло турбореактивного двигателя
RU2638055C2 (ru) Воздухозаборник вертолетного двигателя с увеличенным обходным потоком
CN106224010A (zh) 一种用于涡轮叶片的波纹形凹槽气膜喷射结构
RU2010101245A (ru) Воздушная завеса с дополнительным потоком

Legal Events

Date Code Title Description
PD4A Correction of name of patent owner