RU2729591C1 - Rotary axisymmetric turbine jet nozzle - Google Patents

Rotary axisymmetric turbine jet nozzle Download PDF

Info

Publication number
RU2729591C1
RU2729591C1 RU2019124435A RU2019124435A RU2729591C1 RU 2729591 C1 RU2729591 C1 RU 2729591C1 RU 2019124435 A RU2019124435 A RU 2019124435A RU 2019124435 A RU2019124435 A RU 2019124435A RU 2729591 C1 RU2729591 C1 RU 2729591C1
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
spherical screen
fixed
attached
belts
screen
Prior art date
Application number
RU2019124435A
Other languages
Russian (ru)
Inventor
Павел Никитович Гусев
Александр Валерьевич Демченко
Original Assignee
Публичное акционерное общество "ОДК-Уфимское моторостроительное производственное объединение" (ПАО "ОДК-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 Публичное акционерное общество "ОДК-Уфимское моторостроительное производственное объединение" (ПАО "ОДК-УМПО") filed Critical Публичное акционерное общество "ОДК-Уфимское моторостроительное производственное объединение" (ПАО "ОДК-УМПО")
Priority to RU2019124435A priority Critical patent/RU2729591C1/en
Application granted granted Critical
Publication of RU2729591C1 publication Critical patent/RU2729591C1/en

Links

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

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)

Abstract

FIELD: aviation.SUBSTANCE: invention relates to aircraft engine building, particularly, to design of rotary axisymmetric nozzles of turbojet engines (TJE). In rotary axisymmetric nozzle of jet turbine engine containing fixed housing with screen attached to its inner surface, and movable housing with spherical screen attached to its inner surface and installed between fixed and movable housings, with formation between screens and housings channels for passage of cooling air, wherein the spherical screen is made in the form of sections arranged in circumferential direction, wherein on the external surface of each section of the spherical screen, in two belts, there are paired suspensions with holes in the shelves, into which cylindrical fingers are inserted, rigidly attached to the movable housing, according to the present invention, on the outer surface of each section of the spherical screen between the belts with the suspensions, at least one radial support element is rigidly fixed, the working surface of which is conjugated with the inner surface of the movable housing.EFFECT: technical result is improvement of reliability of rotary axisymmetric nozzle during TJE operation.3 cl, 3 dwg

Description

Изобретение относится к области авиационного двигателестроения, а именно к конструкции поворотных осесимметричных сопел турбореактивных двигателей (ТРД).The invention relates to the field of aircraft engine building, namely to the design of rotary axisymmetric nozzles for turbojet engines (TRD).

Известно поворотное осесимметричное сопло турбореактивного двигателя, содержащее неподвижный корпус с экраном, прикрепленным к его внутренней поверхности, и подвижный корпус со сферическим экраном, прикрепленным к его внутренней поверхности и установленным между неподвижным и подвижным корпусами, с образованием между экранами и корпусами каналов для прохождения охлаждающего воздуха, причем сферический экран выполнен в виде секций, размещенных в окружном направлении, при этом на наружной поверхности каждой секции сферического экрана, в двух поясах, попарно закреплены подвески с отверстиями в полках, в которые заведены цилиндрические пальцы, жестко прикрепленные к подвижному корпусу (RU 2529268).Known rotary axisymmetric nozzle of a turbojet engine containing a stationary body with a screen attached to its inner surface, and a movable body with a spherical screen attached to its inner surface and installed between the stationary and movable bodies, with the formation between the screens and bodies of channels for the passage of cooling air , moreover, the spherical screen is made in the form of sections located in the circumferential direction, while on the outer surface of each section of the spherical screen, in two belts, pendants with holes in the shelves are fixed in pairs, into which cylindrical fingers are inserted, rigidly attached to the movable body (RU 2529268 ).

К недостаткам указанного устройства можно отнести недостаточную жесткость сферических экранов, приводящую к короблению и потере устойчивости и, как следствие, уменьшению радиального зазора, расположенного между двумя поясами секций сферических экранов, закрепленных на подвижном корпусе. Деформация и коробление сферических экранов в сторону корпуса также возможны при работе двигателя в условиях взлета, когда давление газового потока превышает давление охлаждающего воздуха в тракте охлаждения в его средней части, что уменьшает площадь проходного сечения канала и перегреву створок сопла, а значит росту температуры выше допустимой. Все это снижает надежность работы известного сопла.The disadvantages of this device include insufficient rigidity of the spherical screens, leading to warping and loss of stability and, as a consequence, a decrease in the radial clearance located between the two belts of the sections of the spherical screens fixed on the movable body. Deformation and warping of the spherical screens towards the body are also possible when the engine is operating under takeoff conditions, when the gas flow pressure exceeds the pressure of the cooling air in the cooling path in its middle part, which reduces the flow area of the channel and overheating of the nozzle flaps, which means that the temperature rises above the permissible ... All this reduces the reliability of the known nozzle.

Техническим результатом изобретения является повышение надежности поворотного осесимметричного сопла при работе ТРД.The technical result of the invention is to improve the reliability of the rotary axisymmetric nozzle during the operation of the turbojet engine.

Указанный технический эффект достигается тем, что в известном поворотном осесимметричном сопле турбореактивного двигателя, содержащем неподвижный корпус с экраном, прикрепленным к его внутренней поверхности, и подвижный корпус со сферическим экраном, прикрепленным к его внутренней поверхности и установленным между неподвижным и подвижным корпусами, с образованием между экранами и корпусами каналов для прохождения охлаждающего воздуха, причем сферический экран выполнен в виде секций, размещенных в окружном направлении, при этом на наружной поверхности каждой секции сферического экрана, в двух поясах, попарно закреплены подвески с отверстиями в полках, в которые заведены цилиндрические пальцы, жестко прикрепленные к подвижному корпусу, согласно настоящему изобретению на наружной поверхности каждой секции сферического экрана между поясами с подвесками жестко закреплен по меньшей мере один радиальный опорный элемент, рабочая поверхность которого выполнена сопряженной с внутренней поверхностью подвижного корпуса.The specified technical effect is achieved by the fact that in the known rotary axisymmetric nozzle of a turbojet engine containing a fixed body with a screen attached to its inner surface and a movable body with a spherical screen attached to its inner surface and installed between the stationary and movable bodies, with the formation between screens and casings of channels for the passage of cooling air, and the spherical screen is made in the form of sections located in the circumferential direction, while on the outer surface of each section of the spherical screen, in two belts, suspensions with holes in the shelves, into which the cylindrical fingers are inserted, are fixed in pairs, rigidly attached to the movable body, according to the present invention, on the outer surface of each section of the spherical screen between belts with suspensions, at least one radial support element is rigidly fixed, the working surface of which is made mating with the inner surface thu movable body.

Наличие в заявленной конструкции радиальных опорных элементов не позволяет перемещаться средней части сферического экрана под давлением газового потока и деформироваться в сторону корпуса реактивного сопла, не уменьшая площади проходного сечения тракта охлаждения сопла, что повышает надежность заявленного сопла при работе, а, следовательно, и ТРД в целом.The presence of radial support elements in the declared design does not allow the middle part of the spherical screen to move under the pressure of the gas flow and deform towards the jet nozzle body without reducing the flow area of the nozzle cooling path, which increases the reliability of the declared nozzle during operation, and, consequently, the turbojet engine in the whole.

Предпочтительно, что каждый из упомянутых радиальных опорных элементов установлен между близлежащими подвесками в зоне максимально возможных деформаций и минимальной площади проходного сечения канала охлаждения. Опытным путем было установлено, что такое расположение радиальных опорных элементов в заявленной конструкции позволяет свести упомянутые деформации к минимуму именно в том месте, где они в наибольшей мере могут повлиять на охлаждение сопла.It is preferable that each of the said radial support elements is installed between adjacent hangers in the zone of maximum possible deformations and minimum flow area of the cooling channel. It was experimentally found that such an arrangement of the radial support elements in the claimed design makes it possible to reduce the aforementioned deformations to a minimum precisely in the place where they can most affect the cooling of the nozzle.

Также предпочтительно в теле любого радиального опорного элемента выполнить по сквозному отверстию, что позволит изготовить радиальные опорные элементы с минимально возможной массой с обеспечением при этом необходимой прочности и надежного соединения со сферическим экраном.It is also preferable to make a through hole in the body of any radial support element, which will make it possible to manufacture radial support elements with the lowest possible mass while ensuring the necessary strength and reliable connection with the spherical screen.

Сущность настоящего изобретения поясняется фигурами чертежей.The essence of the present invention is illustrated by the figures of the drawings.

На Фиг. 1 изображен продольный разрез поворотного осесимметричного сопла ТРД.FIG. 1 shows a longitudinal section of a rotary axisymmetric turbojet engine nozzle.

На Фиг. 2 - вид А (подвижный корпус 3 не показан).FIG. 2 - view A (movable body 3 is not shown).

На Фиг. 3 - сечение Б-Б, поперечный разрез по радиальным опорным элементам.FIG. 3 - section B-B, cross section along the radial support elements.

Поворотное осесимметричное сопло турбореактивного двигателя, содержит неподвижный корпус 1 с экраном 2, прикрепленным к его внутренней поверхности, и подвижный корпус 3 со сферическим экраном 4, прикрепленным к его внутренней поверхности и установленным между неподвижным и подвижным корпусами 1 и 3, с образованием между экранами 2, 4 и корпусами 1, 3 каналов 5 для прохождения охлаждающего воздуха, причем сферический экран 4 выполнен в виде секций 6, размещенных в окружном направлении, при этом на наружной поверхности каждой секции 6 сферического экрана 4, в двух поясах, попарно закреплены подвески 7, 8 и 9, 10 с отверстиями 11 в полках 12, в которые заведены цилиндрические пальцы 13, жестко прикрепленные к подвижному корпусу 3.A rotary axisymmetric nozzle of a turbojet engine contains a fixed body 1 with a screen 2 attached to its inner surface, and a movable body 3 with a spherical screen 4 attached to its inner surface and installed between the fixed and movable bodies 1 and 3, with the formation between the screens 2 , 4 and bodies 1, 3 of channels 5 for the passage of cooling air, and the spherical screen 4 is made in the form of sections 6, placed in the circumferential direction, while on the outer surface of each section 6 of the spherical screen 4, in two belts, suspensions 7 are fixed in pairs, 8 and 9, 10 with holes 11 in the shelves 12, into which cylindrical pins 13 are inserted, rigidly attached to the movable body 3.

На наружной поверхности каждой секции 6 сферического экрана 4 между поясами с подвесками 7, 8 и 9, 10, между близлежащими подвесками 7, 9 и 8, 10, жестко закреплено по радиальному опорному элементу 14 и 15, а наружные рабочие поверхности их полок 16 сопряжены с внутренней поверхностью подвижного корпуса 3, с зазором «h», не превышающим величину термокомпенсации. В полках 16 радиальных опорных элементов 14, 15 выполнено по сквозному отверстию 17.On the outer surface of each section 6 of the spherical screen 4 between belts with pendants 7, 8 and 9, 10, between nearby pendants 7, 9 and 8, 10, it is rigidly fixed along a radial support element 14 and 15, and the outer working surfaces of their shelves 16 are mated with the inner surface of the movable body 3, with a gap "h" not exceeding the value of thermal compensation. In the shelves 16 of the radial support elements 14, 15 is made along the through hole 17.

При запуске ТРД экраны 2 и сферические экраны 4 корпусов 1 и 3 соответственно омываются с внутренней стороны горячими газами, а с наружной стороны - охлаждающим воздухом, который проходит в зазорах между экранами 2 и 4 и корпусами 1 и 3 и далее выходит в канал охлаждения 5 створок реактивного сопла (створки сопла не показаны). Горячие газы турбины подогревают экраны 2 и 4 на значительно большую температуру, чем корпус 3. Введение радиальных опорных элементов 14 и 15 позволяет свободно увеличиваться секциям 6 сферического экрана 4, как в продольном, так и поперечном направлениях при максимальной температуре без уменьшения зазора «S» в тракте охлаждения 5 и обеспечивать тем самым заданный расход воздуха для охлаждения реактивного сопла без прогаров на всех режимах работы двигателя, что увеличивает его надежность и необходимую тягу.When the turbojet engine starts, screens 2 and spherical screens 4 of buildings 1 and 3 are respectively washed from the inside by hot gases, and from the outside by cooling air, which passes in the gaps between screens 2 and 4 and bodies 1 and 3 and then enters the cooling channel 5 jet nozzle flaps (nozzle flaps not shown). The hot gases of the turbine heat the screens 2 and 4 at a significantly higher temperature than the casing 3. The introduction of radial support elements 14 and 15 allows the sections 6 of the spherical screen 4 to grow freely, both in the longitudinal and transverse directions at the maximum temperature without reducing the gap "S" in the cooling path 5 and thereby provide the specified air flow rate for cooling the jet nozzle without burnouts at all operating modes of the engine, which increases its reliability and the required thrust.

Предложенное изобретение обеспечивает надежное охлаждение заявленного сопла и увеличивает ресурс и надежность работы ТРД в целом.The proposed invention provides reliable cooling of the claimed nozzle and increases the resource and reliability of the turbojet engine as a whole.

Claims (3)

1. Поворотное осесимметричное сопло турбореактивного двигателя, содержащее неподвижный корпус с экраном, прикрепленным к его внутренней поверхности, и подвижный корпус со сферическим экраном, прикрепленным к его внутренней поверхности и установленным между неподвижным и подвижным корпусами, с образованием между экранами и корпусами каналов для прохождения охлаждающего воздуха, причем сферический экран выполнен в виде секций, размещенных в окружном направлении, при этом на наружной поверхности каждой секции сферического экрана, в двух поясах, попарно закреплены подвески с отверстиями в полках, в которые заведены цилиндрические пальцы, жестко прикрепленные к подвижному корпусу, отличающееся тем, что на наружной поверхности каждой секции сферического экрана между поясами с подвесками жестко закреплен по меньшей мере один радиальный опорный элемент, рабочая поверхность которого выполнена сопряженной с внутренней поверхностью подвижного корпуса.1. Rotary axisymmetric nozzle of a turbojet engine containing a fixed body with a screen attached to its inner surface, and a movable body with a spherical screen attached to its inner surface and installed between the fixed and movable bodies, with the formation of channels between the screens and bodies for the passage of cooling air, and the spherical screen is made in the form of sections located in the circumferential direction, while on the outer surface of each section of the spherical screen, in two belts, suspensions with holes in the shelves are fixed in pairs, into which cylindrical fingers are inserted, rigidly attached to the movable body, which differs in that at least one radial support element is rigidly fixed on the outer surface of each section of the spherical screen between the belts with suspensions, the working surface of which is made mating with the inner surface of the movable body. 2. Поворотное осесимметричное сопло турбореактивного двигателя по п. 1, отличающееся тем, что каждый из упомянутых радиальных опорных элементов установлен между близлежащими подвесками.2. A rotary axisymmetric nozzle of a turbojet engine according to claim 1, characterized in that each of said radial support elements is installed between adjacent suspensions. 3. Поворотное осесимметричное сопло турбореактивного двигателя по п. 1, отличающееся тем, что в теле любого радиального опорного элемента выполнено по сквозному отверстию.3. A rotary axisymmetric nozzle of a turbojet engine according to claim 1, characterized in that the body of any radial support element is made along a through hole.
RU2019124435A 2019-08-01 2019-08-01 Rotary axisymmetric turbine jet nozzle RU2729591C1 (en)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2019124435A RU2729591C1 (en) 2019-08-01 2019-08-01 Rotary axisymmetric turbine jet nozzle

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2019124435A RU2729591C1 (en) 2019-08-01 2019-08-01 Rotary axisymmetric turbine jet nozzle

Publications (1)

Publication Number Publication Date
RU2729591C1 true RU2729591C1 (en) 2020-08-11

Family

ID=72086126

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2019124435A RU2729591C1 (en) 2019-08-01 2019-08-01 Rotary axisymmetric turbine jet nozzle

Country Status (1)

Country Link
RU (1) RU2729591C1 (en)

Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US5704208A (en) * 1995-12-05 1998-01-06 Brewer; Keith S. Serviceable liner for gas turbine engine
RU33615U1 (en) * 2003-05-22 2003-10-27 Открытое акционерное общество "Научно-производственное объединение "Сатурн" Rotary axisymmetric turbojet nozzle
EP1482127A1 (en) * 2003-05-27 2004-12-01 Snecma Moteurs Sealing system for the bypass flow at the inlet of the afterburner nozzle of a turbomachine
EP1849986A1 (en) * 2006-04-28 2007-10-31 Snecma Jet engine comprising an afterburner cooled by a ventilation flow with variable flow
RU2516751C1 (en) * 2013-04-11 2014-05-20 Открытое акционерное общество "Уфимское моторостроительное производственное объединение" ОАО "УМПО" Turbojet vectorable axially symmetric nozzle

Patent Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US5704208A (en) * 1995-12-05 1998-01-06 Brewer; Keith S. Serviceable liner for gas turbine engine
RU33615U1 (en) * 2003-05-22 2003-10-27 Открытое акционерное общество "Научно-производственное объединение "Сатурн" Rotary axisymmetric turbojet nozzle
EP1482127A1 (en) * 2003-05-27 2004-12-01 Snecma Moteurs Sealing system for the bypass flow at the inlet of the afterburner nozzle of a turbomachine
EP1849986A1 (en) * 2006-04-28 2007-10-31 Snecma Jet engine comprising an afterburner cooled by a ventilation flow with variable flow
RU2516751C1 (en) * 2013-04-11 2014-05-20 Открытое акционерное общество "Уфимское моторостроительное производственное объединение" ОАО "УМПО" Turbojet vectorable axially symmetric nozzle

Similar Documents

Publication Publication Date Title
EP2813761B1 (en) Aerodynamic devices for enhancing sidepanel cooling on an impingement cooled transition duct
KR910006564B1 (en) Cooled exhaust nozzle flaps
EP1362983B1 (en) Ceramic turbine shroud
US7871246B2 (en) Airfoil for a gas turbine
EP2098690B1 (en) Passage obstruction for improved inlet coolant filling
US20200025025A1 (en) Turbine vane assembly with ceramic matrix composite components
US9982543B2 (en) Partial cavity baffles for airfoils in gas turbine engines
EP3048372B1 (en) Flexible swirlers
JP2005282571A (en) Seal between inside and outside casings of turbojet section
EP3315866B1 (en) Combustor assembly with mounted auxiliary component
RU2667849C2 (en) Turbomachine combustion chamber provided with air deflection means for reducing wake created by ignition plug
US20070084217A1 (en) Combustor and component for a combustor
US20140321981A1 (en) Turbine engine shutdown temperature control system
RU2729591C1 (en) Rotary axisymmetric turbine jet nozzle
JP6448620B2 (en) Turbine engine shutdown temperature control system with extended ejector
EP3461995A1 (en) Gas turbine blade
EP3392566B1 (en) Combustor panel cooling arrangements
EP3330486B1 (en) Impingement insert for a gas turbine engine
CN112513530B (en) Assembly for a turbomachine
US20140348637A1 (en) Interface device between two turbomachine elements
EP3301367A1 (en) Machine component, particularly a turbomachine component, with cooling features and a method for manufacturing and of operation
RU2529268C1 (en) Turbojet vectorable axially symmetric nozzle
RU2682220C1 (en) Bypass turbofan engine afterburner combustion chamber
EP2685052A1 (en) A heat shield and a method for construction thereof
CN114174636B (en) Outlet guide vane assembly in a gas turbine engine