RU2063534C1 - Способ изготовления реактивного сопла второго контура двухконтурного газотурбинного двигателя - Google Patents
Способ изготовления реактивного сопла второго контура двухконтурного газотурбинного двигателя Download PDFInfo
- Publication number
- RU2063534C1 RU2063534C1 RU93005790A RU93005790A RU2063534C1 RU 2063534 C1 RU2063534 C1 RU 2063534C1 RU 93005790 A RU93005790 A RU 93005790A RU 93005790 A RU93005790 A RU 93005790A RU 2063534 C1 RU2063534 C1 RU 2063534C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- temperature
- mode
- nozzle
- take
- jet nozzle
- Prior art date
Links
Images
Landscapes
- Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
- Pressure Welding/Diffusion-Bonding (AREA)
Abstract
Использование: реактивные сопла второго контура газотурбинных двигателей преимущественно со степенью двухконтурности m = 15-17. Сущность изобретения: реактивное сопло изготавливают из материала с "памятью" формы, преимущественно из никелида титана. заготовку 1 деформируют в два этапа с получением требуемых геометрий на крейсерском 2 и взлетном 3 режимах. Деформацию заготовки осуществляют при температуре стенки реактивного сопла, соответствующей температуре на крейсерском режиме с учетом положительного температурного отклонения от стандартных атмосферных условий окружающего воздуха и при температуре, соответствующей взлетному режиму с учетом отрицательного температурного отклонения от стандартных атмосферных условий окружающего воздуха. Последовательность этапов деформации заготовки любая и не зависит от режима работы и типа двигателя. Применение изобретения позволит изменить геометрическую форму реактивного сопла в соответствии с заданной оптимальной геометрической формой на крейсерском режиме и режиме "взлет", выполнить конструкцию сопла изменяемой геометрии с минимальным весом, повысить экономичность авиационного газотурбинного двигателя на режиме "взлет" путем снижения удельного расхода топлива на 2,6%. 6 ил.
Description
Изобретение относится к области изготовления реактивного сопла второго контура двухконтурного газотурбинного двигателя, преимущественно со степенью двухконтурности m=15-l7.
Известен способ изготовления сопла переменной геометрии. Для изменения геометрии сопла предусмотрено механическое устройство, перемещающее конусообразный профиль, расположенный в конце обечайки (фиг.1), (патент США 3138921). Такое исполнение реактивного сопла существенно увеличивает вес его конструкции и тем самым ухудшает эффективность двигателя и силовой установки в целом.
Известен способ изготовления реактивного сопла авиационного газотурбинного двигателя из стали включающий деформацию заготовки на заданную геометрию (Е. Л. Фельдман, Авиационный турбореактивный двигатель РД-3М-500, М. "Транспорт", 1968 г. стр. 157 и А.М.Абрамов и др. Производство газотурбинных двигателей. М.Машиностроение, 1966 г. стр. 184-186), (фиг. 2).
При таком способе изготовления реактивного сопла выходная площадь его остается неизменной во всей области условий эксплуатации авиационного газотурбинного двигателя, что делает сопло неоптимальным в основных условиях эксплуатации на некоторых режимах работы и является его недостатком.
Задачей изобретения является разработка способа изготовления реактивного сопла второго контура двухконтурного газотурбинного двигателя, преимущественно со степенью двухконтурности m=15-l7, создающего повышенную эффективность авиационного двигателя в широком диапазоне высот и скоростей полета как в стандартных атмосферных условиях, так и при температурных отклонениях воздуха.
Реактивное сопло изготавливают из материала с "памятью" формы, преимущественно из никелида титана. Деформируют заготовку сопла в два этапа. Получают требуемые геометрии ее на крейсерском и взлетном режимах. Заготовку деформируют при температуре стенки реактивного сопла соответствующей температуре на крейсерском режиме с учетом положительного температурного отклонения от стандартных атмосферных условий окружающего воздуха и при температуре, соответствующей взлетному режиму с учетом отрицательного температурного отклонения от стандартных атмосферных условий окружающего воздуха. Причем последовательность этапов деформации заготовки сопла любая и не зависит от режима работы и типа двигателя
Часть материала представлена графически.
Часть материала представлена графически.
На фиг. 1 показана схема реактивного сопла с механически изменяемой геометрией (патент США 3138921).
На фиг. 2 изображена схема реактивного сопла неизменной геометрии, получаемое деформацией заготовки на заданную геометрию (А.М.Абрамов и др. "Производство газотурбинных двигателей", М. Машиностроение, 1966 г. cтp. 184-186).
На фиг. 3 приведены для сведения изменения по высоте стандартной температуры окружающего воздуха и ее положительные и отрицательные отклонения в соответствии с ДОС-9051-AH/896, принятого ИКАО (см. в книге "Единые нормы летной годности гражданских, транспортных самолетов стран членов СЭВ", 1985 г. стр. 32).
На фиг. 4 показана зависимость температур, при которых проявляется способность никелида титана восстанавливать свою форму в зависимости от содержания никеля в сплаве (построена по материалам приведенным в таблице книги: И.И.Корнилов, 0.К.Белоусов, Е.В.Качур, "Никелид титана и другие сплавы с эффектом "памяти", М. Наука, 1977 г. стр. 124).
На фиг. 5 показана схема последовательной деформации заготовки сопла для получения требуемых геометрий на крейсерском и взлетном режимах.
На фиг. 6 приведены зависимости изменения удельного расхода топлива на крейсерском и взлетном режимах от изменения площади сопла второго контура винте-вентиляторного двигателя с указанием значений на крейсерском и взлетном режимах для случая конкретной реализации способа изготовления реактивного сопла второго контура винто-вентиляторного двигателя (ΔFcIIкр, ΔFcIIвзл).
Эффект "памяти" формы присущ многим материалам. Однако эффект "памяти" формы на никелиде титана, в отличие от подобных эффектов у других материалов, уникален. Он полностью обратим, может повторяться в течение многих тысяч циклов. Материал обладает хорошими механическими свойствами, прочен, пластичен, коррозионно стоек. Из него можно получать листы, ленту, фольгу, поковки.
Большинство ученых согласно с теорией, что изменение формы никелида титана возникает тогда, когда на атомном уровне происходит переход от сложной ромбической структуры к менее сложной кубической, и вызвано температурным перепадом, составляющим всего +9 градусов Цельсия. Процесс изменения формы полностью обратим. Обратный температурный перепад, составляющий всего -9 градусов вызывает обратный переход от кубической структуры к ромбической с восстановлением исходной формы никелида титана.
Приводим пример конкретной реализации способа изготовления реактивного сопла второго контура винто-вентиляторного двигателя с указанием температур, при которых производят деформацию на заданные конфигурации сопла, соответствующие крейсерскому и взлетному режимам с учетом влияния на стенку сопла не только температуры наружного воздуха, но и температуры истекающей из сопла реактивной воздушной струи. Предварительно выбирают сплав с необходимым соотношением никеля и титана.
Например, для взлетного режима сопло второго контура винто-вентиляторного двигателя из никелида титана, содержащего 50,83% никеля и 49,17% титана, деформируют при температуре tвзл 10 oC, а для крейсерного режима деформируют при tкр 30oC. Причем последовательность деформации заготовки сопла любая, не зависит от режима работы и типа двигателя по причине полной обратимости эффекта "памяти" формы изделий из никелида титана.
Сопло второго контура винто-вентиляторного двигателя имеет превышение температуры по сравнению с температурой окружающего воздуха всего на Δtc +1 градус как на взлетном, так и на крейсерском режимах, что объясняется невысокой степенью повышения давления во втором контуре винто-вентилятора равной π = 1,21÷1,26.
В этом случае можно принять, что расчетная температура сопла определяется по выражению
где tсопла температура материала сопла,
tн температура наружного воздуха,
tст.струи статическая температура истекающей из сопла реактивной воздушной струи.
В этом случае можно принять, что расчетная температура сопла определяется по выражению
где tсопла температура материала сопла,
tн температура наружного воздуха,
tст.струи статическая температура истекающей из сопла реактивной воздушной струи.
Например, взлетный режим в стандартных атмосферных условиях (H=0, Мп=0, Рн=1,0332 кгс/см2,tн+15oC).
Температура наружного воздуха tн+15o.С
Статическая температура истекающей из сопла реактивной воздушной струи tст.струи +17,2oC. Температура материала сопла tсопла +16,1oC.
Статическая температура истекающей из сопла реактивной воздушной струи tст.струи +17,2oC. Температура материала сопла tсопла +16,1oC.
Превышение температуры сопла над температурой наружного воздуха Δtc +1,1.
Другой пример: крейсерский режим в стандартных атмосферных условиях (H= II км, Мп=0,75, Pн=0,2314 кгс/см2, tн -56,5oС)
Температура наружного воздуха tн -56,5oС.
Температура наружного воздуха tн -56,5oС.
Статическая температура истекающей из сопла реактивной воздушной струи tст.струи -53,8oC.
Температура материала сопла tсопла -55,2oC.
Превышение температуры сопла над температурой наружного воздуха Δtc +1,3.
Сплав из никелида титана, содержащий 50,83% никеля и 49,17% титана, выбран предварительно. Этот сплав имеет характеристики, полученные по построению материалов, приведенных в таблице 1, на стр. 8 в книге А.С.Тихонова и др. Применение эффекта памяти формы в современном машиностроении, M. Машиностроение, 1981 г.
Mн температура начала прямого мартенситного превращения Mн - 25oС;
Mк температура конца прямого мартенситного превращения Мк - 51oС;
Ан температура начала обратного мартенситного превращения Ан - 14oС; Ак температура конца обратного мартенситного превращения Ак +11,5oС.
Mк температура конца прямого мартенситного превращения Мк - 51oС;
Ан температура начала обратного мартенситного превращения Ан - 14oС; Ак температура конца обратного мартенситного превращения Ак +11,5oС.
Исходя из выше приведенных данных с учетом температурных отклонений окружающего воздуха, например, для взлетного режима сопло деформируют при температуре tд.взл -10oC, для крейсерского режима сопло деформируют при tд.кр -3-oC.
При нагреве выше температуры обратного мартенситного превращения Ак + 11,5oС или при охлаждении ниже температуры прямого мартенситного превращения Mк 51oС сопло принимает форму, соответствующую взлетному или крейсерскому режиму (книга А.С.Тихонова и др. Применение эффекта памяти формы в современном машиностроении,M. Mашиностроение, 1981 г. стр. 4).
На режиме взлет в стандартных атмосферных условиях и при положительном температурном отклонении окружающего воздуха обеспечивается форма сопла, соответствующая режиму взлет.
На крейсерском режиме обеспечивается форма сопла, соответствующая этому режиму в стандартных атмосферных условиях и при отрицательном температурном отклонении окружающего воздуха.
Реактивное сопло, изготовленное по предложенному способу, работает следующим образом.
На режиме взлет в стандартных атмосферных условиях и при любом положительном отклонении, реактивное сопло имеет заданную геометрическую форму 3 (см. фиг. 5).
При суточном колебании температур окружающего воздуха форма 3 сопла сохраняется.
В процессе разгона набора высоты самолетом происходит понижение температуры окружающего воздуха (см. фиг 3).2 При достижении материалом сопла температуры конца прямого мартенситного превращения Мк 51oС сопло принимает геометрическую форму 2, соответствующую крейсерскому режиму, и сохраняет форму при любых положительных и отрицательных отклонениях от стандартных полетных условий.
Применение изобретения позволяет:
изменить геометрическую форму реактивного сопла в соответствии с заданной оптимальной геометрической формой на крейсерском режиме и режиме взлет;
выполнить конструкцию сопла изменяемой геометрии с минимальным весом;
повысить экономичность авиационного газотурбинного двигателя на режиме взлет путем снижения удельного расхода топлива на 2,6% (см. фиг. 6). ЫЫЫ2 ЫЫЫ4
изменить геометрическую форму реактивного сопла в соответствии с заданной оптимальной геометрической формой на крейсерском режиме и режиме взлет;
выполнить конструкцию сопла изменяемой геометрии с минимальным весом;
повысить экономичность авиационного газотурбинного двигателя на режиме взлет путем снижения удельного расхода топлива на 2,6% (см. фиг. 6). ЫЫЫ2 ЫЫЫ4
Claims (1)
- Способ изготовления реактивного сопла второго контура двухконтурного газотурбинного двигателя преимущественно со степенью двухконтурности m=15 - 17, включающий деформацию заготовки на заданную геометрию, отличающийся тем, что реактивное сопло изготавливают из материала с памятью формы, преимущественно из никелида титана, а деформацию заготовки осуществляют в два этапа с получением требуемых геометрий на крейсерском и взлетном режимах при температуре стенки реактивного сопла на одном этапе, соответствующей температуре на крейсерском режиме с учетом положительного температурного отклонения от стандартных атмосферных условий окружающего воздуха, и на другом этапе при температуре, соответствующей взлетному режиму с учетом отрицательного температурного отклонения от стандартных атмосферных условий окружающего воздуха.
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU93005790A RU2063534C1 (ru) | 1993-02-01 | 1993-02-01 | Способ изготовления реактивного сопла второго контура двухконтурного газотурбинного двигателя |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU93005790A RU2063534C1 (ru) | 1993-02-01 | 1993-02-01 | Способ изготовления реактивного сопла второго контура двухконтурного газотурбинного двигателя |
Publications (2)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU93005790A RU93005790A (ru) | 1995-04-30 |
RU2063534C1 true RU2063534C1 (ru) | 1996-07-10 |
Family
ID=20136500
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU93005790A RU2063534C1 (ru) | 1993-02-01 | 1993-02-01 | Способ изготовления реактивного сопла второго контура двухконтурного газотурбинного двигателя |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU2063534C1 (ru) |
Cited By (4)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
GB2374121A (en) * | 2001-03-03 | 2002-10-09 | Rolls Royce Plc | Gas turbine engine nozzle with noise-reducing tabs |
EP1130243A3 (en) * | 2000-03-03 | 2003-10-01 | United Technologies Corporation | A variable area nozzle for gas turbine engines driven by shape memory alloy actuators |
EP1557552A1 (en) * | 2004-01-20 | 2005-07-27 | General Electric Company | Gas turbine engine and method for assembling and operating such a gas turbine engine |
RU2479737C2 (ru) * | 2007-11-23 | 2013-04-20 | Снекма | Регулируемое сопло вентилятора и двухконтурный турбореактивный двигатель |
-
1993
- 1993-02-01 RU RU93005790A patent/RU2063534C1/ru active
Non-Patent Citations (1)
Title |
---|
1. Патент США N3138921, кл. 60 - 271, опублик. 1964. 2. Абрамов А.М. и др. Производство газотурбинных двигателей.- М.: Машиностроение, 1965, с.184 - 186, фиг.2. * |
Cited By (7)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
EP1130243A3 (en) * | 2000-03-03 | 2003-10-01 | United Technologies Corporation | A variable area nozzle for gas turbine engines driven by shape memory alloy actuators |
US6735936B2 (en) | 2000-03-03 | 2004-05-18 | United Technologies Corporation | Variable area nozzle for gas turbine engines driven by shape memory alloy actuators |
US7004047B2 (en) | 2000-03-03 | 2006-02-28 | United Technologies Corporation | Variable area nozzle for gas turbine engines driven by shape memory alloy actuators |
GB2374121A (en) * | 2001-03-03 | 2002-10-09 | Rolls Royce Plc | Gas turbine engine nozzle with noise-reducing tabs |
GB2374121B (en) * | 2001-03-03 | 2005-03-23 | Rolls Royce Plc | Gas turbine engine exhaust nozzle |
EP1557552A1 (en) * | 2004-01-20 | 2005-07-27 | General Electric Company | Gas turbine engine and method for assembling and operating such a gas turbine engine |
RU2479737C2 (ru) * | 2007-11-23 | 2013-04-20 | Снекма | Регулируемое сопло вентилятора и двухконтурный турбореактивный двигатель |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
Vinh | Flight mechanics of high-performance aircraft | |
Cumpsty | Preparing for the future: Reducing gas turbine environmental impact—IGTI scholar lecture | |
Alperin et al. | Thrust augmenting ejectors, II | |
Turan et al. | Some exergetic measures of a JT8D turbofan engine | |
Builder | On the thermodynamic spectrum of airbreathing propulsion | |
RU2063534C1 (ru) | Способ изготовления реактивного сопла второго контура двухконтурного газотурбинного двигателя | |
Mc Ghee | Effects of a Retronozzle Located at the Apex of a 140 deg Blunt Cone at Mach Numbers of 3.00, 4.50, and 6.00 | |
FRANCISCUS | The supersonic through-flow turbofan for high Mach propulsion | |
Czysz | Thermodynamic spectrum of airbreathing propulsion | |
Miller et al. | F100 multivariable control system engine models/design criteria | |
Carboni et al. | Supersonic investigation of two dimensional hypersonic exhaust nozzles | |
Şen | Thermodynamic analysis of a small-scale gas turbine jet engine | |
LANDAU et al. | Parametric supersonic combustion ramjet engine optimization | |
Snyder | Defining Gas Turbine Engine Performance Requirements for the Large Civil Tiltrotor (LCTR2) | |
Saadon et al. | Sustainability assessment of turbofan engine with mixed exhaust through exergetic approach | |
Marszalek | Preliminary analysis of thermodynamic cycle of turbofan engine fuelled by hydrogen | |
Tarpley et al. | Optimization of an engine-integrated waverider with steady state flight constraints | |
May | Potential improvements in engine performance using a variable geometry turbine | |
Al Ramahi et al. | Hybrid Engine Analysis for Green Air Traffic | |
Edwards | The technical aspects of supersonic civil transport aircraft | |
BENCZE et al. | A study of the relative merits of three axisymmetric inlets for a hypersonic cruise mission | |
Fong et al. | Gas dynamic limits and optimization of pulsed detonation static thrust | |
Sens et al. | New Generation Engines—The Engine Manufacturer’s Outlook | |
GOEING et al. | The 2-D supersonic nozzle design | |
ALESI | On high turbine entry temperatures in turbojets and gas turbines(High turbine entry temperature effects on gas turbine engine specific power and fuel consumption, noting thrust/weight ratio increase in turbojet and turbofan engines) |