RU2456467C1 - Outlet device of double-flow jet turbine engine - Google Patents
Outlet device of double-flow jet turbine engine Download PDFInfo
- Publication number
- RU2456467C1 RU2456467C1 RU2010151837/06A RU2010151837A RU2456467C1 RU 2456467 C1 RU2456467 C1 RU 2456467C1 RU 2010151837/06 A RU2010151837/06 A RU 2010151837/06A RU 2010151837 A RU2010151837 A RU 2010151837A RU 2456467 C1 RU2456467 C1 RU 2456467C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- fairing
- turbine
- channel
- circuit
- perforated surface
- Prior art date
Links
Images
Landscapes
- Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
Abstract
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
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
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
Claims (3)
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2010151837/06A RU2456467C1 (en) | 2010-12-17 | 2010-12-17 | Outlet device of double-flow jet turbine engine |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2010151837/06A RU2456467C1 (en) | 2010-12-17 | 2010-12-17 | Outlet device of double-flow jet turbine engine |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2456467C1 true RU2456467C1 (en) | 2012-07-20 |
Family
ID=46847455
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2010151837/06A RU2456467C1 (en) | 2010-12-17 | 2010-12-17 | Outlet device of double-flow jet turbine engine |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU2456467C1 (en) |
Cited By (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU169735U1 (en) * | 2016-05-13 | 2017-03-30 | Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего образования "Рыбинский государственный авиационный технический университет имени П.А. Соловьева" | ADJUSTABLE MIXING DEVICE OF TURBO-REACTIVE TWO-CIRCUIT ENGINE |
Citations (6)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
GB1327688A (en) * | 1971-08-14 | 1973-08-22 | Rolls Royce | Gas turbine engine power plant |
RU2029881C1 (en) * | 1992-01-03 | 1995-02-27 | Евгений Иванович Шеремеев | Two-loop turbojet engine |
RU2124142C1 (en) * | 1998-03-25 | 1998-12-27 | Орлов Игорь Сергеевич | Wind-driven electric plant |
RU2162536C2 (en) * | 1997-06-12 | 2001-01-27 | Испано-Сюиза Аэрострюктюр | Turbofan engine coupled with thrust reversal unit, with fairing mounted in gas flow channel |
RU2241136C1 (en) * | 2003-03-19 | 2004-11-27 | Государственное унитарное предприятие Тушинское машиностроительное конструкторское бюро "Союз" | Exhaust unit |
EP1674708A2 (en) * | 2004-12-27 | 2006-06-28 | General Electric Company | Infrared suppressor for a gas turbine engine |
-
2010
- 2010-12-17 RU RU2010151837/06A patent/RU2456467C1/en active
Patent Citations (6)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
GB1327688A (en) * | 1971-08-14 | 1973-08-22 | Rolls Royce | Gas turbine engine power plant |
RU2029881C1 (en) * | 1992-01-03 | 1995-02-27 | Евгений Иванович Шеремеев | Two-loop turbojet engine |
RU2162536C2 (en) * | 1997-06-12 | 2001-01-27 | Испано-Сюиза Аэрострюктюр | Turbofan engine coupled with thrust reversal unit, with fairing mounted in gas flow channel |
RU2124142C1 (en) * | 1998-03-25 | 1998-12-27 | Орлов Игорь Сергеевич | Wind-driven electric plant |
RU2241136C1 (en) * | 2003-03-19 | 2004-11-27 | Государственное унитарное предприятие Тушинское машиностроительное конструкторское бюро "Союз" | Exhaust unit |
EP1674708A2 (en) * | 2004-12-27 | 2006-06-28 | General Electric Company | Infrared suppressor for a gas turbine engine |
Cited By (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU169735U1 (en) * | 2016-05-13 | 2017-03-30 | Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего образования "Рыбинский государственный авиационный технический университет имени П.А. Соловьева" | ADJUSTABLE MIXING DEVICE OF TURBO-REACTIVE TWO-CIRCUIT ENGINE |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
US7823389B2 (en) | Compound clearance control engine | |
EP2927428B1 (en) | Cooled airfoil of a turbine engine | |
CA2700019C (en) | Flange cooled turbine nozzle | |
RU2007111671A (en) | TURBINE CASING COOLER COOLING UNIT | |
US10968829B2 (en) | Cooling an igniter body of a combustor wall | |
RU2015130230A (en) | GAS TURBINE ASSEMBLY AND COOLING AIR FOR EXHAUST SECTION | |
US8133017B2 (en) | Compressor diffuser | |
EP3077727B1 (en) | An assembly for a turbine engine | |
RU2358139C2 (en) | Device for air and fuel supply to ring of nozzles in afterburner | |
US20170198602A1 (en) | Gas turbine engine with a cooled nozzle segment | |
US10612781B2 (en) | Combustor wall aperture body with cooling circuit | |
JP2017129130A (en) | Cooled combustor for gas turbine engine | |
CN110168283B (en) | Fuel nozzle assembly with microchannel cooling | |
RU2005110358A (en) | RING COMBUSTION CAMERA FOR A TURBO MACHINE WITH IMPROVED INTERNAL FASTENING FLANGE | |
JP2017110652A (en) | Active high pressure compressor clearance control | |
EP2938842B1 (en) | Plate for directing flow and film cooling of components | |
RU2015134385A (en) | HEAT-RESISTANT COLLECTOR SYSTEM FOR CASING OF THE CENTRAL FRAME OF A GAS-TURBINE ENGINE | |
JP2017031969A (en) | Turbine blade | |
RU2456467C1 (en) | Outlet device of double-flow jet turbine engine | |
RU2682213C1 (en) | Three-circuit turbo-reactive engine of the aircraft | |
US10352182B2 (en) | Internal cooling of stator vanes | |
RU2480604C1 (en) | Jet turbine engine | |
RU2567885C1 (en) | Compressor stator | |
RU2449154C2 (en) | Gas turbine propfan engine | |
RU2499893C1 (en) | Gas turbine engine turbine |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
PC41 | Official registration of the transfer of exclusive right |
Effective date: 20130926 |
|
PD4A | Correction of name of patent owner |