RU2456467C1 - Outlet device of double-flow jet turbine engine - Google Patents

Abstract

FIELD: engines and pumps.

SUBSTANCE: outlet device of double-flow jet turbine engine includes housing, division wall, channel of the second flow between them, central fairing after turbine and additional cover. Fairing after turbine has perforated surface and faces with its top the engine outlet. Additional cover is coaxially installed inside fairing and forms together with the latter a cooling air passage channel which is connected to the channel of the second flow. Attachment of additional cover in fairing is rigid on the side of its top and movable on the side of its base.

EFFECT: invention allows ensuring the uniformity of annular gap between perforated surface of fairing after turbine and additional cover, which improves operating reliability and cooling efficiency of external perforated surface of fairing after turbine.

4 cl, 4 dwg

Description

Изобретение относится к области авиационного двигателестроения, в частности к области снижения уровня инфракрасного излучения (ИКИ) турбореактивных двигателей (ТРД) в заднюю полусферу самолета.The invention relates to the field of aircraft engine manufacturing, in particular to the field of reducing the level of infrared radiation (IKI) of turbojet engines (turbojet engines) in the rear hemisphere of an aircraft.

Известно выходное устройство двухконтурного турбореактивного двигателя, содержащее корпус, разделительную перегородку, канал второго контура между ними, центральный затурбинный обтекатель с перфорированной поверхностью, повернутый своей вершиной к выходу двигателя, и дополнительную оболочку, соосно установленную внутри обтекателя и образующую вместе с обтекателем канал для прохода охлаждающего воздуха, соединенный с каналом второго контура (патент РФ №2241136, МПК F02K 3/04, опубл. 27.11.2004).An output device of a dual-circuit turbojet engine is known, comprising a housing, a dividing wall, a secondary circuit channel between them, a central turbine cowl with a perforated surface, turned with its apex to the engine outlet, and an additional shell coaxially mounted inside the cowl and forming a channel for cooling passage with the cowling air connected to the channel of the secondary circuit (RF patent No. 2221136, IPC F02K 3/04, publ. 11/27/2004).

Недостатками указанного устройства являются недостаточно эффективное охлаждение наружной перфорированной поверхности, связанное с неопределенностью взаимного расположения поверхностей внутренней оболочки и затурбинного обтекателя, а также сложный монтаж перфорированного обтекателя, устанавливаемого на задней опоре турбины.The disadvantages of this device are insufficiently effective cooling of the outer perforated surface, associated with the uncertainty of the relative positions of the surfaces of the inner shell and the turbine cowling, as well as the complicated installation of the perforated cowl mounted on the back support of the turbine.

Технический результат, достигаемый изобретением - обеспечение равномерного кольцевого зазора между перфорированной поверхностью затурбинного обтекателя и дополнительной оболочкой, что повышает надежность работы и эффективность охлаждения наружной перфорированной поверхности затурбинного обтекателя.The technical result achieved by the invention is the provision of a uniform annular gap between the perforated surface of the turbine fairing and the additional shell, which increases the reliability and cooling efficiency of the outer perforated surface of the turbine fairing.

Дополнительным техническим результатом изобретения является улучшение подвода охлаждающего воздуха в кольцевой зазор между перфорированной поверхностью затурбинного обтекателя и дополнительной оболочкой.An additional technical result of the invention is to improve the supply of cooling air in the annular gap between the perforated surface of the turbine fairing and the additional shell.

Технический результат достигается тем, что в выходном устройстве двухконтурного турбореактивного двигателя, содержащем корпус, разделительную перегородку, канал второго контура между ними, центральный затурбинный обтекатель с перфорированной поверхностью, повернутый своей вершиной к выходу двигателя, и дополнительную оболочку, соосно установленную внутри обтекателя и образующую вместе с обтекателем канал для прохода охлаждающего воздуха, соединенный с каналом второго контура, крепление дополнительной оболочки в обтекателе выполнено жестким со стороны ее вершины и подвижным со стороны ее основания для обеспечения равномерного кольцевого зазора между перфорированной поверхностью затурбинного обтекателя и дополнительной оболочкой.The technical result is achieved by the fact that in the output device of a dual-circuit turbojet engine containing a housing, a dividing wall, a secondary circuit channel between them, a central turbine cowling with a perforated surface, turned with its apex to the engine outlet, and an additional shell coaxially mounted inside the cowling and forming together with a cowl a channel for the passage of cooling air connected to the channel of the second circuit, the mounting of an additional shell in the cowl is made rigid but its top side and movable from its base to provide a uniform annular gap between the perforated shroud and the surface zaturbinnogo additional shell.

Дополнительный технический результат достигается тем, что соединение канала для прохода охлаждающего воздуха с каналом второго контура выполнено в виде радиально расположенных воздухозаборников, жестко закрепленных на обтекателе и повернутых своими входами навстречу потоку охлаждающего воздуха, при этом воздухозаборники связаны между собой силовым кольцом.An additional technical result is achieved by the fact that the connection of the channel for the passage of cooling air with the channel of the second circuit is made in the form of radially arranged air intakes, rigidly mounted on the fairing and turned with their inputs towards the flow of cooling air, while the air intakes are interconnected by a power ring.

На фиг.1 показан продольный разрез выходного устройства.Figure 1 shows a longitudinal section of the output device.

На фиг.2 показано крепление дополнительной оболочки со стороны ее вершины к затурбинному обтекателю.Figure 2 shows the mounting of the additional shell from the side of its top to the turbine cowling.

На фиг.3 показано крепление дополнительной оболочки со стороны ее основания к затурбинному обтекателю.Figure 3 shows the mounting of the additional shell from the side of its base to the turbine fairing.

На фиг.4 показано окружное расположение воздухозаборников.Figure 4 shows the circumferential arrangement of the air intakes.

Выходное устройство содержит корпус 1 и разделяющую потоки первого (газотурбинного) и второго (вентиляторного) контуров перегородку 2, между которыми заключен канал второго контура 3. Затурбинный обтекатель 4 закреплен на опоре турбины 5 и снабжен внутренней дополнительной оболочкой 6 с подвижной законцовкой 7. Для повышения эффективности охлаждения перфорированной поверхности 8 затурбинного обтекателя 4 кольцевой канал 9 изолирован от внутренней горячей полости 10, расположенной за турбиной 5, уплотнением, образованным опорной поверхностью 11 обтекателя 4 и цилиндрической законцовкой 7 дополнительной оболочки 6. Дополнительная оболочка 6 своей вершиной жестко закреплена пальцем 12 к перфорированной поверхности 8 обтекателя 4, а подвижной цилиндрической законцовкой 7 ее основания соприкасается с ответной опорной поверхностью 11 обтекателя 4 с возможностью перемещения друг относительно друга. Воздухозаборники 13 закреплены на перфорированной наружной поверхности 8 обтекателя 4, причем сами патрубки связаны между собой силовым кольцом 14, обеспечивающим жесткость конструкции при вибрации. Входы воздухозаборников 13 встроены навстречу потоку охлаждающего воздуха второго контура 3. Перфорация поверхности 8 затурбинного обтекателя 4 выполнена с помощью отверстий 15.The output device contains a housing 1 and a partition 2, between which the channel of the second circuit 3 is enclosed, separating the flows of the first (gas turbine) and second (fan) circuits 3. The turbine cowl 4 is mounted on the support of the turbine 5 and is equipped with an internal additional shell 6 with a movable tip 7. To increase the cooling efficiency of the perforated surface 8 of the turbine cowl 4 of the annular channel 9 is isolated from the internal hot cavity 10 located behind the turbine 5, the seal formed by the supporting surface south 11 of the fairing 4 and the cylindrical tip 7 of the additional shell 6. The additional shell 6 with its apex is rigidly fixed with a finger 12 to the perforated surface 8 of the fairing 4, and the movable cylindrical tip 7 of its base is in contact with the mating support surface 11 of the fairing 4 with the possibility of moving relative to each other. The air intakes 13 are mounted on the perforated outer surface 8 of the fairing 4, and the nozzles themselves are interconnected by a power ring 14, which provides structural rigidity during vibration. The entrances of the air intakes 13 are built in against the flow of cooling air of the second circuit 3. The perforation of the surface 8 of the turbine cowl 4 is made using holes 15.

При работе двигателя возникает разница в температурах между наружной и внутренней оболочками, более нагретая наружная оболочка при расширении перемещает за собой внутреннюю. Предлагаемая конструкция центрирования оболочек способствует сохранению геометрии кольцевого канала 9, что в свою очередь обеспечивает оптимальное охлаждение перфорированной наружной поверхности 8 затурбинного обтекателя 4 на различных режимах работы двигателя. Охлаждающий воздух через воздухозаборники 13 поступает в кольцевой канал 9 и через отверстия 15 перфорации выходит на перфорированную наружную поверхность 8 затурбинного обтекателя 4.When the engine is running, there is a difference in temperature between the outer and inner shells, a warmer outer shell during expansion moves the inner shell. The proposed design of the centering of the shells contributes to the preservation of the geometry of the annular channel 9, which in turn provides optimal cooling of the perforated outer surface 8 of the turbine cowl 4 at various engine operating modes. Cooling air through the air intakes 13 enters the annular channel 9 and through the holes 15 of the perforation leaves on the perforated outer surface 8 of the turbine fairing 4.

Claims (3)

1. Выходное устройство двухконтурного турбореактивного двигателя, содержащее корпус, разделительную перегородку, канал второго контура между ними, центральный затурбинный обтекатель с перфорированной поверхностью, повернутый своей вершиной к выходу двигателя, и дополнительную оболочку, соосно установленную внутри обтекателя и образующую вместе с обтекателем канал для прохода охлаждающего воздуха, соединенный с каналом второго контура, отличающееся тем, что крепление дополнительной оболочки в обтекателе выполнено жестким со стороны ее вершины и подвижным со стороны ее основания для обеспечения равномерного кольцевого зазора между перфорированной поверхностью затурбинного обтекателеля и дополнительной оболочкой.1. The output device of a dual-circuit turbojet engine, comprising a housing, a dividing wall, a secondary circuit channel between them, a central turbine cowl with a perforated surface, turned with its apex to the engine outlet, and an additional shell coaxially mounted inside the cowl and forming a passage channel with the cowl cooling air connected to the channel of the second circuit, characterized in that the fastening of the additional shell in the fairing is made rigid on the side its top and movable from the side of its base to ensure a uniform annular gap between the perforated surface of the turbine fairing and the additional shell. 2. Выходное устройство двухконтурного турбореактивного двигателя по п.1, отличающееся тем, что соединение канала для прохода охлаждающего воздуха с каналом второго контура выполнено в виде радиально расположенных воздухозаборников, жестко закрепленных на обтекателе и повернутых своими входами навстречу потоку охлаждающего воздуха.2. The output device of the dual-circuit turbojet engine according to claim 1, characterized in that the connection of the channel for the passage of cooling air with the channel of the second circuit is made in the form of radially arranged air intakes rigidly mounted on the fairing and turned with their inputs towards the flow of cooling air. 3. Выходное устройство двухконтурного турбореактивного двигателя по п.2, отличающееся тем, что воздухозаборники связаны между собой силовым кольцом. 3. The output device of a dual-circuit turbojet engine according to claim 2, characterized in that the air intakes are interconnected by a power ring.

Images