RU2472003C1 - Outlet device of turbine of aircraft gas-turbine engine - Google Patents
Outlet device of turbine of aircraft gas-turbine engine Download PDFInfo
- Publication number
- RU2472003C1 RU2472003C1 RU2011123085/06A RU2011123085A RU2472003C1 RU 2472003 C1 RU2472003 C1 RU 2472003C1 RU 2011123085/06 A RU2011123085/06 A RU 2011123085/06A RU 2011123085 A RU2011123085 A RU 2011123085A RU 2472003 C1 RU2472003 C1 RU 2472003C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- turbine
- impeller
- edge
- sections
- profiles
- Prior art date
Links
Images
Landscapes
- Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
Abstract
Description
Изобретение относится к элементам конструктивной силовой связи между корпусом турбины авиационного газотурбинного двигателя и ее внутренними элементами, а именно к конструкции выходного устройства турбины.The invention relates to structural power coupling elements between a turbine casing of an aircraft gas turbine engine and its internal elements, namely, to a design of a turbine output device.
Известно выходное устройство турбины авиационного газотурбинного двигателя, содержащее профилированные стойки корпуса турбины, размещенные в проточной части вслед за рабочим колесом последней ступени турбины, у которых средние линии выходных участков профилей направлены вдоль продольной оси (см. патент Канады №2647058, МПК F01D 25/30, опубл. 14.06.2009 г.). В этом решении профилированные стойки выполняют две основные функции: функцию силовой связи между корпусом турбины и внутренними элементами опоры ротора турбины и коммуникационную функцию для обслуживания внутренних полостей турбины, ввиду чего эти стойки выполняют полыми. Из-за того что эти стойки находятся в проточной части турбины для уменьшения гидравлических потерь, они обязательно выполняются профилированными.A turbine output device of an aircraft gas turbine engine is known, comprising profiled turbine housing racks located in the flowing section after the impeller of the last turbine stage, in which the middle lines of the outlet sections of the profiles are directed along the longitudinal axis (see Canada Patent No. 2647058, IPC F01D 25/30 , published on June 14, 2009). In this solution, profiled racks perform two main functions: the function of power communication between the turbine housing and the internal elements of the turbine rotor support and the communication function for servicing the internal cavities of the turbine, as a result of which these racks perform hollow. Due to the fact that these racks are located in the flow part of the turbine to reduce hydraulic losses, they are necessarily performed profiled.
Такое решение несколько уменьшает инфракрасное излучение от турбины, но это уменьшение незначительно, ввиду того, что входная и выходная кромки каждой профилированной стойки расположены друг за другом вдоль продольной оси турбины и инфракрасное свечение рабочих лопаток турбины очень заметно сзади двигателя. Поэтому в двигателе приходится применять различные технические решения, уменьшающие инфракрасное излучение двигателя, уже в конструкции реактивного сопла. А это технически довольно сложно и связано с большими потерями не только на кратковременных режимах минимальной инфракрасной заметности самолета, когда самолет находится в опасной зоне и может быть атакован противником, но и на всех остальных режимах полета.This solution slightly reduces infrared radiation from the turbine, but this decrease is insignificant, since the input and output edges of each profiled rack are located one after the other along the longitudinal axis of the turbine and the infrared glow of the turbine blades is very noticeable behind the engine. Therefore, the engine has to apply various technical solutions that reduce the infrared radiation of the engine, already in the design of the jet nozzle. And this is technically quite difficult and is associated with large losses not only in short-term modes of minimum infrared visibility of the aircraft, when the aircraft is in the danger zone and can be attacked by the enemy, but also in all other flight modes.
Задача изобретения - используя то, что стойки выполнены профилированными, так спрофилировать стойки, чтобы развести входную и выходную кромки в окружном направлении каждой силовой стойки так, чтобы при взгляде на турбину сзади просветы между входной кромкой каждой следующей профильной стойки и выходной кромкой предыдущей профильной стойки были минимальными или отсутствовали вовсе.The objective of the invention is, using the fact that the racks are made profiled, so to profile the racks in order to separate the input and output edges in the circumferential direction of each power rack so that when looking at the turbine from behind, the gaps between the input edge of each next profile rack and the output edge of the previous profile rack minimal or absent altogether.
Дополнительная задача изобретения - повернуть входную кромку силовой стойки в сторону вращения рабочего колеса турбины для повышения КПД рабочего колеса.An additional objective of the invention is to rotate the input edge of the power rack in the direction of rotation of the turbine impeller to increase the efficiency of the impeller.
Указанная задача достигается тем, что в выходном устройстве турбины авиационного газотурбинного двигателя, содержащем профилированные стойки корпуса турбины, размещенные в проточной части вслед за рабочим колесом последней ступени турбины, у которых средние линии выходных участков профилей направлены вдоль продольной оси турбины, в поперечном сечении турбины у каждой профильной стойки ее входная кромка смещена относительно ее выходной кромки в сторону вращения рабочего колеса последней ступени турбины так, что входная кромка каждой последующей профилированной стойки расположена напротив выходной кромки предыдущей профилированной стойки.This problem is achieved by the fact that in the output device of the turbine of an aircraft gas turbine engine, which contains profiled turbine housing struts located in the flow part after the impeller of the last stage of the turbine, in which the middle lines of the outlet sections of the profiles are directed along the longitudinal axis of the turbine, in the turbine cross section of each profile strut, its inlet edge is offset relative to its outlet edge in the direction of rotation of the impeller of the last turbine stage so that the inlet edge of each the subsequent profiled rack is located opposite the output edge of the previous profiled rack.
Дополнительная задача достигается тем, что средние линии входных участков профилей стоек повернуты к продольной оси турбины в сторону вращения рабочего колеса последней ступени турбины на угол 20-40°. An additional task is achieved by the fact that the middle lines of the input sections of the strut profiles are turned to the longitudinal axis of the turbine in the direction of rotation of the impeller of the last stage of the turbine at an angle of 20-40 ° .
Размещение в поперечном сечении турбины в окружном направлении входной кромки каждой следующей профилированной стойки напротив выходной кромки предыдущей профилированной стойки позволяет при взгляде на турбину со стороны выхода двигателя свести к минимуму или ликвидировать полностью просветы между входной кромкой каждой следующей профилированной стойки и выходной кромкой предыдущей профилированной стойки, что сводит к минимуму инфракрасное излучение от рабочих лопаток последней ступени турбины в сторону выхода из двигателя, а значит летательный аппарат с таким двигателем становится менее заметным для средств его обнаружения, работающих на регистрации инфракрасного излучения.The placement in the cross-section of the turbine in the circumferential direction of the input edge of each subsequent profiled pillar opposite the output edge of the previous profiled strut allows you to minimize or eliminate completely the gaps between the input edge of each next profiled strut and the output edge of the previous profiled strut when looking at the turbine from the engine’s output side, which minimizes infrared radiation from the blades of the last stage of the turbine towards the exit of the engine, and cit aircraft with the engine becomes less noticeable to the means of detecting running on infrared radiation detection.
Смещение входных кромок профильных стоек относительно ее выходной кромки в сторону вращения рабочего колеса последней ступени турбины позволяет свести к минимуму гидравлические потери от поворота потока газа на профильных стойках.The shift of the input edges of the profile racks relative to its output edge in the direction of rotation of the impeller of the last stage of the turbine allows to minimize hydraulic losses from the rotation of the gas flow on the profile racks.
Поворот средних линий входных участков профилей стоек на угол 20-40° к продольной оси позволяет увеличить КПД рабочего колеса последней ступени турбины.The rotation of the middle lines of the inlet sections of the strut profiles by an angle of 20-40 ° to the longitudinal axis allows increasing the efficiency of the impeller of the last stage of the turbine.
На фиг 1 показан продольный разрез выходного устройства турбины.Figure 1 shows a longitudinal section of the output device of the turbine.
На фиг.2 показан поперечный разрез по профилированным стойкам и рабочему колесу последней ступени турбины для случая, когда средние линии входных и выходных участков профилей стоек направлены вдоль продольной оси турбины.Figure 2 shows a cross section along the profiled racks and the impeller of the last stage of the turbine for the case when the middle lines of the input and output sections of the profiles of the racks are directed along the longitudinal axis of the turbine.
На фиг.3 показан поперечный разрез по профилированным стойкам и рабочему колесу последней ступени турбины для случая, когда средние линии входных участков профилей стоек повернуты к продольной оси турбины в сторону вращения рабочего колеса последней ступени турбины на угол 20-40°.Figure 3 shows a cross section along the profiled racks and the impeller of the last stage of the turbine for the case when the middle lines of the input sections of the profiles of the racks are turned to the longitudinal axis of the turbine in the direction of rotation of the impeller of the last stage of the turbine at an angle of 20-40 °.
На фиг.4 показан вид сзади на выходное устройство турбины.Figure 4 shows a rear view of the output device of the turbine.
Выходное устройство турбины авиационного газотурбинного двигателя содержит профилированные стойки 1 корпуса 2, размещенные в проточной части 3 турбины 4 за рабочим колесом 5 последней ступени турбины 4. В поперечном сечении турбины 4 в окружном направлении входная кромка 6 каждой следующей профилированной стойки 1 размещена напротив выходной кромки 7 предыдущей профилированной стойки 1, при этом входная кромка 6 профилированной стойки 1 в окружном направлении смещена в сторону вращения рабочего колеса 5 последней ступени турбины 4 относительно ее выходной кромки 7. Средние линии 8 входных и выходных участков профилированных стоек 1 направлены вдоль продольной оси 9 турбины 4 (фиг.2). Средние линии 8 входных участков профилей стоек 1 могут быть повернуты к продольной оси 9 турбины 4 в сторону вращения рабочего колеса 5 последней ступени турбины 4 на угол 20-40° (фиг.3).The output device of the turbine of an aircraft gas turbine engine includes profiled racks 1 of the
При работе турбины поток горячего газа с рабочего колеса последней ступени турбины поступает на выходное устройство турбины. При этом инфракрасное излучение от рабочих лопаток последней ступени турбины на выходе из двигателя загораживается выходным устройством и самолет становится со стороны сопла двигателя малозаметным для датчиков инфракрасного излучения.During the operation of the turbine, the flow of hot gas from the impeller of the last stage of the turbine enters the turbine output device. In this case, infrared radiation from the blades of the last stage of the turbine at the exit from the engine is blocked by the output device and the aircraft becomes invisible from the engine nozzle side for infrared radiation sensors.
Поворот средней линии входных участков профилей стоек к продольной оси турбины в сторону вращения рабочего колеса последней ступени турбины позволяет иметь возможность увеличить закрутку потока за рабочим колесом последней ступени турбины с обеспечением осевого выхода газа из турбины, что повышает КПД турбины в целом.The rotation of the middle line of the input sections of the strut profiles to the longitudinal axis of the turbine in the direction of rotation of the impeller of the last stage of the turbine allows you to be able to increase the flow swirl behind the impeller of the last stage of the turbine with the axial exit of gas from the turbine, which increases the efficiency of the turbine as a whole.
К достоинствам изобретения следует отнести и его применимость как для одноконтурных авиационных газотурбинных двигателях, так и для двухконтурных.The advantages of the invention should include its applicability for single-circuit aircraft gas turbine engines, and for dual-circuit.
Claims (1)
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2011123085/06A RU2472003C1 (en) | 2011-06-08 | 2011-06-08 | Outlet device of turbine of aircraft gas-turbine engine |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2011123085/06A RU2472003C1 (en) | 2011-06-08 | 2011-06-08 | Outlet device of turbine of aircraft gas-turbine engine |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2472003C1 true RU2472003C1 (en) | 2013-01-10 |
Family
ID=48806139
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2011123085/06A RU2472003C1 (en) | 2011-06-08 | 2011-06-08 | Outlet device of turbine of aircraft gas-turbine engine |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2472003C1 (en) |
Citations (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU1772359C (en) * | 1990-04-04 | 1992-10-30 | Научно-производственное объединение "Наука" | Outlet unit of turbo-machine |
| RU2220285C2 (en) * | 2002-02-20 | 2003-12-27 | Открытое акционерное общество "Авиадвигатель" | Exhaust unit of turbomachine |
| US20080213088A1 (en) * | 2004-11-05 | 2008-09-04 | Volvo Aero Corporation | Stator for a Jet Engine, a Jet Engine Comprising Such a Stator, and an Aircraft Comprising the Jet Engine |
| US20090263238A1 (en) * | 2008-04-17 | 2009-10-22 | Minebea Co., Ltd. | Ducted fan with inlet vanes and deswirl vanes |
| US20100064656A1 (en) * | 2008-09-18 | 2010-03-18 | Honeywell International Inc. | Engines and methods of operating the same |
-
2011
- 2011-06-08 RU RU2011123085/06A patent/RU2472003C1/en active
Patent Citations (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU1772359C (en) * | 1990-04-04 | 1992-10-30 | Научно-производственное объединение "Наука" | Outlet unit of turbo-machine |
| RU2220285C2 (en) * | 2002-02-20 | 2003-12-27 | Открытое акционерное общество "Авиадвигатель" | Exhaust unit of turbomachine |
| US20080213088A1 (en) * | 2004-11-05 | 2008-09-04 | Volvo Aero Corporation | Stator for a Jet Engine, a Jet Engine Comprising Such a Stator, and an Aircraft Comprising the Jet Engine |
| US20090263238A1 (en) * | 2008-04-17 | 2009-10-22 | Minebea Co., Ltd. | Ducted fan with inlet vanes and deswirl vanes |
| US20100064656A1 (en) * | 2008-09-18 | 2010-03-18 | Honeywell International Inc. | Engines and methods of operating the same |
Non-Patent Citations (1)
| Title |
|---|
| ВЬЮНОВ С.А. КОНСТРУКЦИЯ АВИАЦИОННЫХ ГАЗОТУРБИННЫХ ДВИГАТЕЛЕЙ. - М.: МАШИНОСТРОЕНИЕ, 1989, с.176-180. * |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| RU2402688C2 (en) | Bypass channel between inner and outer loops of gas turbine engine (versions) ans gas bypass device comprising said channel, gas turbine and aircraft engines | |
| ES2306149T3 (en) | GAS TURBINE COMPRESSION SYSTEM AND COMPRESSOR STRUCTURE. | |
| BE1024684B1 (en) | AXIAL TURBOMACHINE COMPRESSOR DEGIVER | |
| US10724440B2 (en) | Compressor injector apparatus and system | |
| US9151223B2 (en) | Gas turbine combustion chamber arrangement of axial type of construction | |
| RU2015130230A (en) | GAS TURBINE ASSEMBLY AND COOLING AIR FOR EXHAUST SECTION | |
| US9121412B2 (en) | Efficient, low pressure ratio propulsor for gas turbine engines | |
| EP2809929B1 (en) | High turning fan exit stator | |
| RU2599694C2 (en) | Aircraft engine assembly and aircraft engine | |
| US20160312619A1 (en) | Asymmetric diffuser opening for film cooling holes | |
| US10179653B2 (en) | Pylon shape with geared turbofan for structural stiffness | |
| US10830180B2 (en) | Engine aft section structure | |
| RU2472003C1 (en) | Outlet device of turbine of aircraft gas-turbine engine | |
| FR2907883A1 (en) | Gas turbine engine assembling method for aircraft, involves forming axially aligned slots that extend radially via outer and inner casings, coupling flameholder within augmenter, and coupling augmentor within gas turbine engine | |
| US10253694B2 (en) | Diversion of fan air to provide cooling air for gas turbine engine | |
| US20160215628A1 (en) | Airfoil support and cooling scheme | |
| RU2490496C2 (en) | Outlet device of double-flow gas-turbine engine | |
| US20160115865A1 (en) | Gas turbine engine with high speed low pressure turbine section and bearing support features | |
| RU2480604C1 (en) | Jet turbine engine | |
| RU2443882C1 (en) | Gas turbine engine | |
| JP2017520739A (en) | Aircraft engine including diffuser azimuth setting for combustion chamber | |
| KR20110089550A (en) | The hot water heating apparatus | |
| RU2536652C1 (en) | Low-pressure turbine rotor | |
| US20160053679A1 (en) | Gas turbine engine with high speed low pressure turbine section and bearing support features | |
| RU2491426C2 (en) | Turbine outlet device |
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 |