RU2627813C1 - Сопло газотурбинного двигателя летательного аппарата - Google Patents
Сопло газотурбинного двигателя летательного аппарата Download PDFInfo
- Publication number
- RU2627813C1 RU2627813C1 RU2016119414A RU2016119414A RU2627813C1 RU 2627813 C1 RU2627813 C1 RU 2627813C1 RU 2016119414 A RU2016119414 A RU 2016119414A RU 2016119414 A RU2016119414 A RU 2016119414A RU 2627813 C1 RU2627813 C1 RU 2627813C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- nozzle
- gas turbine
- turbine engine
- casing
- annular
- Prior art date
Links
- 239000007789 gas Substances 0.000 claims description 22
- 239000002737 fuel gas Substances 0.000 claims description 3
- 239000000446 fuel Substances 0.000 abstract description 7
- 238000001816 cooling Methods 0.000 abstract description 3
- 239000000126 substance Substances 0.000 abstract 1
- 239000012530 fluid Substances 0.000 description 12
- 230000007423 decrease Effects 0.000 description 3
- 239000003350 kerosene Substances 0.000 description 3
- 238000005192 partition Methods 0.000 description 3
- 239000012808 vapor phase Substances 0.000 description 3
- 238000010586 diagram Methods 0.000 description 1
- -1 for example Substances 0.000 description 1
- 238000010438 heat treatment Methods 0.000 description 1
- 238000004519 manufacturing process Methods 0.000 description 1
- 230000001681 protective effect Effects 0.000 description 1
- 230000005855 radiation Effects 0.000 description 1
- 238000001228 spectrum Methods 0.000 description 1
Images
Classifications
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
- F02K—JET-PROPULSION PLANTS
- F02K1/00—Plants characterised by the form or arrangement of the jet pipe or nozzle; Jet pipes or nozzles peculiar thereto
- F02K1/78—Other construction of jet pipes
- F02K1/82—Jet pipe walls, e.g. liners
- F02K1/822—Heat insulating structures or liners, cooling arrangements, e.g. post combustion liners; Infrared radiation suppressors
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
- F02K—JET-PROPULSION PLANTS
- F02K1/00—Plants characterised by the form or arrangement of the jet pipe or nozzle; Jet pipes or nozzles peculiar thereto
- F02K1/78—Other construction of jet pipes
- F02K1/82—Jet pipe walls, e.g. liners
- F02K1/822—Heat insulating structures or liners, cooling arrangements, e.g. post combustion liners; Infrared radiation suppressors
- F02K1/825—Infrared radiation suppressors
Landscapes
- Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
Abstract
Изобретение относится к области авиадвигателестроения, а именно к защите летательного аппарата с газотурбинными двигателями от поражения ракетами с тепловой головкой самонаведения. Сопло газотурбинного двигателя летательного аппарата образовано каналом переменной формы и выполнено перфорированным, концентрично соплу установлен наружный кожух, по форме повторяющий форму сопла. Кожух и сопло жестко закреплены между собой кольцевыми стенками, образующими кольцевые каналы между соплом и кожухом. Кольцевая стенка на выходном срезе сопла выполнена перфорированной. Кольцевые каналы соединены между собой продольным каналом, на стенках которого выполнены отверстия, причем продольный канал снабжен элементом подвода топлива газотурбинного двигателя. Изобретение позволяет снизить тепловую заметность летательного аппарата за счет охлаждения сопла и введения в выходящую струю газов жидкостно-парового облака. 4 ил.
Description
Изобретение относится к области авиадвигателестроения и может быть использовано для снижения тепловой заметности летательных аппаратов (ЛА) с газотурбинными двигателями (ГТД) от поражения ракетами с тепловой головкой самонаведения.
Исследования показывают [Термодинамика и теплопередача. Учебник для вузов ВВС. В.Н. Кобельков, В.Д. Улас, P.M. Федоров; Под ред. P.M. Федорова. - М.: Изд. ВВИА им. проф. Н.Е. Жуковского, 2004, стр. 264], что наибольшей тепловой излучательной способностью обладают рабочие лопатки последней ступени газовой турбины и элементы конструкции выходного устройства (сопла) газотурбинного двигателя, видимые с задней полусферы ЛА.
Наиболее близким по технической сущности заявляемому изобретению является сопло газотурбинного двигателя, образованное каналом переменной формы [Конструкция и прочность авиадвигателей: Учебное пособие. Под редакцией А.И. Евдокимова. - М.: ВВИА им. проф. Н.Е. Жуковского, 2007, стр. 228]. Недостатком данного сопла является его высокая тепловая заметность, вследствие нагрева сопла высокотемпературной струей проходящего через него потока газа.
Техническим результатом изобретения является снижение тепловой заметности ЛА за счет охлаждения сопла ГТД и введения в выходящую струю газов жидкостно-парового облака.
Указанный технический результат достигается тем, что сопло ГТД ЛА, образованное каналом переменной формы, выполнено перфорированным, концентрично соплу установлен наружный кожух, по форме повторяющий форму сопла, в пространстве между соплом и кожухом выполнены перегородки, выполняющие функцию силовых элементов и образующие продольный, относительно оси сопла, канал подвода рабочего тела, и примыкающие к нему кольцевые каналы, в перегородках, образующих продольный канал, в местах примыкания кольцевых каналов выполнены отверстия, через которые рабочее тело подается из продольного канала в кольцевые каналы и через перфорацию в стенке сопла далее подается на внутреннюю поверхность сопла, выходная кольцевая стенка, соединяющая наружный кожух и сопло на выходном его срезе, имеет перфорацию, через которую рабочее тело подается на границу струи выходящего потока газа, на наружной поверхности кожуха имеется элемент подвода рабочего тела в продольный канал.
Сущность изобретения заключается в том, что сопло выполнено перфорированным, концентрично соплу установлен наружный кожух, по форме повторяющий форму сопла, кожух и сопло жестко закреплены между собой кольцевыми стенками, при этом кольцевая стенка на выходном срезе сопла выполнена перфорированной, пространство между соплом и кожухом разделено на кольцевые каналы, которые соединены между собой продольным каналом, снабженным элементом подвода рабочего тела, на стенках продольного канала выполнены отверстия.
Кожух, повторяющий форму сопла, позволяет снизить тепловую заметность ГТД ЛА за счет его экранирования [http://www.ngpedia.ru/id609987p1.html, дата обращения 25.02.2016 г.]. Рабочее тело, через элемент подвода, подается в продольный канал, а оттуда, через отверстия в его стенках, попадает в кольцевые каналы. Рабочее тело охлаждает не только наружную стенку сопла, но и, имея возможность проникать через отверстия перфорации сопла, охлаждает его внутреннюю поверхность, снижая при этом тепловую заметность посредством пленочного охлаждения [http://dic.academic.ru/dic.nsf/enc_tech/3035/Пленочное, дата обращения 25.02.2016 г.]. Кроме того, часть рабочего тела подается через выходную перфорированную кольцевую стенку на границу струи газов, выходящих из сопла, образуя жидкостно-паровую фазу, которая также способствует снижению тепловой заметности ГТД ЛА.
В качестве рабочего тела может использоваться, например, керосин, являющийся топливом для ГТД. Известно [Таблицы и диаграммы теплофизических величин и газодинамических функций. / Составители: P.M. Федоров, Н.И. Мелик-Пашаев. - М.: Воениздат, 1980, стр. 6, 30], что теплоемкость керосина примерно в два раза выше, чем, например, теплоемкость воздуха. Таким образом, керосин в качестве рабочего тела может эффективнее охлаждать сопло по сравнению с воздухом. Наличие в выхлопной струе газов топлива в жидкостно-паровой фазе также способствует снижению тепловой заметности ГТД ЛА.
Этим достигается указанный технический результат.
Вариант конструктивного исполнения сопла представлен на фиг. 1а, 1б, 2 и 3, где обозначены: 1 - сопло, 2 - кожух, концентрически расположенный соплу и повторяющий его форму, 3 - кольцевая стенка, жестко закрепляющая кожух к соплу на входе, 4 - кольцевая стенка, жестко прикрепляющая кожух к соплу на выходном срезе, кольцевая стенка 4 имеет перфорацию 5, 6 - перегородки, образующие в пространстве между соплом и кожухом продольный канал 7, с примыкающими к нему 8 - кольцевыми каналами, в местах примыкания кольцевых каналов к продольному каналу выполнены отверстия 9, 10 - отверстия перфорации сопла, 11 - элемент подвода рабочего тела в продольный канал.
Устройство работает следующим образом. Рабочее тело под избыточным давлением через элемент подвода 11, который может быть выполнен в виде штуцера, подается в продольный канал 7, заполняя все его пространство. Из продольного канала 7 топливо через отверстия 9 поступает в кольцевые каналы 8, заполняя их. Из продольного канала 7 и кольцевых каналов 8 под действием перепада давлений и за счет эжектирующего действия струи проходящих через сопло газов топливо через перфорацию 10 поступает на внутреннюю поверхность сопла. Взаимодействуя со струей газов, протекающих через сопло, топливо, поступающее на внутреннюю поверхность сопла, размывается, образуя защитную пленку, которая обеспечивает снижение температуры внутренней поверхности сопла. Температура наружной поверхности сопла и кожуха также снижается за счет получения многослойной стенки с нахождением рабочего тела между ее слоями. См., например, [Термодинамика и теплопередача. Учебник для вузов ВВС. В.Н. Кобельков, В.Д. Улас, P.M. Федоров; Под ред. P.M. Федорова. - М.: Изд. ВВИА им. проф. Н.Е. Жуковского, 2004, стр. 280]. Кроме того, под действием перепада давлений и эжекции выходной струи газов часть топлива из замыкающего кольцевого канала, через перфорацию 5, выполненную в кольцевой стенке 4, подается на границу выходной струи газов уже за срезом сопла. Нахождение в струе выходящих из сопла газов топлива в жидкостно-паровой фазе позволяет вывести генерируемый ГТД спектр излучения из диапазона разрешающей способности средств самонаведения. См, например, [http://poleznayamodel.ru/model/12/123938.html, дата обращения 01.02.2016 г.]. Снижение температуры внутренней и наружной стенки сопла, ввод топлива в выходную струю газов позволяет снизить уровень тепловой заметности сопла ГТД ЛА.
Этим достигается указанный технический результат.
Claims (1)
- Сопло газотурбинного двигателя летательного аппарата, образованное каналом переменной формы, отличающееся тем, что сопло выполнено перфорированным, концентрично соплу установлен наружный кожух, по форме повторяющий форму сопла, кожух и сопло жестко закреплены между собой кольцевыми стенками, образующими кольцевые каналы между соплом и кожухом, при этом кольцевая стенка на выходном срезе сопла выполнена перфорированной, кольцевые каналы соединены между собой продольным каналом, на стенках которого выполнены отверстия, продольный канал снабжен элементом подвода топлива газотурбинного двигателя.
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2016119414A RU2627813C1 (ru) | 2016-05-19 | 2016-05-19 | Сопло газотурбинного двигателя летательного аппарата |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2016119414A RU2627813C1 (ru) | 2016-05-19 | 2016-05-19 | Сопло газотурбинного двигателя летательного аппарата |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2627813C1 true RU2627813C1 (ru) | 2017-08-11 |
Family
ID=59641805
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2016119414A RU2627813C1 (ru) | 2016-05-19 | 2016-05-19 | Сопло газотурбинного двигателя летательного аппарата |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU2627813C1 (ru) |
Citations (5)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US2909235A (en) * | 1955-11-03 | 1959-10-20 | Gen Dynamics Corp | Muffler |
US3215172A (en) * | 1962-12-24 | 1965-11-02 | Nilsson Robbins & Anderson | Jet engine noise suppressor with shroud for aspiration of air into exhaust stream |
US5269132A (en) * | 1992-10-29 | 1993-12-14 | E-Systems, Inc. | Method and apparatus for controlling infrared emissions |
US6935834B2 (en) * | 2002-08-14 | 2005-08-30 | Sener, Ingenieria Y Sistemas, S.A. | Noise reduction conduit for static components in aircraft engines |
RU2346175C2 (ru) * | 2003-08-12 | 2009-02-10 | Снекма | Конфузорно-диффузорное сверхзвуковое реактивное сопло турбореактивного двигателя |
-
2016
- 2016-05-19 RU RU2016119414A patent/RU2627813C1/ru not_active IP Right Cessation
Patent Citations (5)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US2909235A (en) * | 1955-11-03 | 1959-10-20 | Gen Dynamics Corp | Muffler |
US3215172A (en) * | 1962-12-24 | 1965-11-02 | Nilsson Robbins & Anderson | Jet engine noise suppressor with shroud for aspiration of air into exhaust stream |
US5269132A (en) * | 1992-10-29 | 1993-12-14 | E-Systems, Inc. | Method and apparatus for controlling infrared emissions |
US6935834B2 (en) * | 2002-08-14 | 2005-08-30 | Sener, Ingenieria Y Sistemas, S.A. | Noise reduction conduit for static components in aircraft engines |
RU2346175C2 (ru) * | 2003-08-12 | 2009-02-10 | Снекма | Конфузорно-диффузорное сверхзвуковое реактивное сопло турбореактивного двигателя |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
JP6612272B2 (ja) | ジェットエンジン冷気冷却システム | |
CN109458271B (zh) | 一种旋转爆震发动机进气道与尾喷管一体化设计方法 | |
US9777636B2 (en) | Turbine case cooling system | |
CA2947473A1 (en) | Heat exchanger for embedded engine applications | |
US20170138595A1 (en) | Combustor Wall Channel Cooling System | |
US11118784B2 (en) | Heat exchanger integrated with fuel nozzle | |
US9951721B2 (en) | Three-stream gas turbine engine architecture | |
US10508808B2 (en) | Gas turbine engine wave geometry combustor liner panel | |
CA2936632A1 (en) | Integral oil tank heat exchanger | |
US10196900B2 (en) | Heat transfer pedestals with flow guide features | |
RU2014133525A (ru) | Горелочное устройство и способ работы горелочного устройства | |
CA2890776C (en) | Bypass-cooled internal fuel manifold and method | |
CA2947457A1 (en) | Heat exchanger for embedded engine applications: transduct segments | |
CA2948253A1 (en) | Engine component with film cooling | |
RU2472962C2 (ru) | Жидкостный ракетный двигатель и способ охлаждения теплонапряженных участков его камеры | |
US9803557B2 (en) | Gas turbine engine and blocker door assembly | |
US20170059161A1 (en) | Apparatus and method for air extraction in a gas turbine engine | |
US10196902B2 (en) | Cooling for gas turbine engine components | |
RU2627813C1 (ru) | Сопло газотурбинного двигателя летательного аппарата | |
EP3070265B1 (en) | Vane | |
RU2511785C1 (ru) | Система охлаждения камеры жидкостного ракетного двигателя | |
RU2514863C1 (ru) | Система охлаждения камеры жидкостного ракетного двигателя | |
EP3401603A1 (en) | Heat exchanger integrated with fuel nozzle | |
US9988912B2 (en) | Thermal regulation channels for turbomachine components | |
RU144217U1 (ru) | Кольцевая камера жидкостного ракетного двигателя |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20180520 |