RU2680020C1 - Unregulated nozzle of gas turbine engine - Google Patents
Unregulated nozzle of gas turbine engine Download PDFInfo
- Publication number
- RU2680020C1 RU2680020C1 RU2017139959A RU2017139959A RU2680020C1 RU 2680020 C1 RU2680020 C1 RU 2680020C1 RU 2017139959 A RU2017139959 A RU 2017139959A RU 2017139959 A RU2017139959 A RU 2017139959A RU 2680020 C1 RU2680020 C1 RU 2680020C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- walls
- nozzle
- engine
- input
- gas turbine
- Prior art date
Links
- 238000000576 coating method Methods 0.000 claims abstract description 11
- 239000000463 material Substances 0.000 claims abstract description 8
- 239000011248 coating agent Substances 0.000 claims abstract description 7
- 238000007750 plasma spraying Methods 0.000 claims description 2
- 238000005260 corrosion Methods 0.000 abstract description 4
- 230000007797 corrosion Effects 0.000 abstract description 4
- 238000007599 discharging Methods 0.000 abstract 1
- 239000000126 substance Substances 0.000 abstract 1
- 229910000990 Ni alloy Inorganic materials 0.000 description 3
- 229910001069 Ti alloy Inorganic materials 0.000 description 2
- 229920000049 Carbon (fiber) Polymers 0.000 description 1
- RTAQQCXQSZGOHL-UHFFFAOYSA-N Titanium Chemical compound [Ti] RTAQQCXQSZGOHL-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 1
- 229910045601 alloy Inorganic materials 0.000 description 1
- 239000000956 alloy Substances 0.000 description 1
- XAGFODPZIPBFFR-UHFFFAOYSA-N aluminium Chemical compound [Al] XAGFODPZIPBFFR-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 1
- 229910052782 aluminium Inorganic materials 0.000 description 1
- 230000015572 biosynthetic process Effects 0.000 description 1
- 239000004917 carbon fiber Substances 0.000 description 1
- 239000000919 ceramic Substances 0.000 description 1
- 239000002131 composite material Substances 0.000 description 1
- 238000010586 diagram Methods 0.000 description 1
- VNWKTOKETHGBQD-UHFFFAOYSA-N methane Chemical compound C VNWKTOKETHGBQD-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 1
- 238000000034 method Methods 0.000 description 1
- 125000006850 spacer group Chemical group 0.000 description 1
- 239000010936 titanium Substances 0.000 description 1
- 229910052719 titanium Inorganic materials 0.000 description 1
Images
Classifications
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
- F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
- F02C7/00—Features, components parts, details or accessories, not provided for in, or of interest apart form groups F02C1/00 - F02C6/00; Air intakes for jet-propulsion plants
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)
- Coating By Spraying Or Casting (AREA)
Abstract
Description
Изобретение относится к нерегулируемым соплам газотурбинных двигателей.The invention relates to unregulated nozzles of gas turbine engines.
Известно нерегулируемое сопло газотурбинного двигателя, которое состоит из четырех плоских стенок, образующих прямой канал отвода рабочего газа. Все четыре стенки соединены между собой неразъемным соединением. При небольших габаритах сопла нанесение на внутренние поверхности любых покрытий невозможно или низко технологично. [1] (ЕР 1750001 А2, 07.02.2007)Known unregulated nozzle of a gas turbine engine, which consists of four flat walls forming a direct channel for the removal of working gas. All four walls are interconnected by an integral connection. With the small dimensions of the nozzle, applying to the inner surfaces of any coatings is impossible or low-tech. [1] (EP 1750001 A2, 02/07/2007)
Известно нерегулируемое сопло газотурбинного двигателя, которое состоит из четырех плоских стенок, образующих сужающийся в сторону выхода прямой канал отвода рабочего газа. Все четыре стенки по ребрам соединены между собой разъемными фланцевыми соединениями. Во входной части сопла выполнен кольцевой фланец, с помощью которого сопло стыкуется с двигателем. Для создания герметичной конструкции сопла между стенками и фланцем установлены проставки. При небольших габаритах сопла нанесение на внутренние поверхности любых покрытий невозможно или низко технологично. Кроме того, конструкция сопла подразумевает выполнение его из одного материала, что приводит к увеличению массы всей конструкции, а достаточно простая и громоздкая форма сопла не позволяет вписать его в обводы летательного аппарата без ухудшения летно-технических характеристик (ЛТХ). [2] (US 2012/0255307 A1, 11.10.2012 - прототип).A non-adjustable nozzle of a gas turbine engine is known, which consists of four flat walls forming a direct channel for exhausting the working gas tapering towards the exit. All four walls along the ribs are interconnected by detachable flange connections. An annular flange is made in the inlet part of the nozzle, with the help of which the nozzle fits into the engine. To create a tight design of the nozzle, spacers are installed between the walls and the flange. With the small dimensions of the nozzle, applying to the inner surfaces of any coatings is impossible or low-tech. In addition, the design of the nozzle implies that it is made of one material, which leads to an increase in the mass of the entire structure, and the rather simple and cumbersome shape of the nozzle does not allow it to fit into the contours of the aircraft without impairing flight performance. [2] (US 2012/0255307 A1, 10/11/2012 - prototype).
Задачей предлагаемого изобретения является создание максимально легкой конструкции криволинейного дозвукового сопла, обеспечивающей возможность нанесения на внутренние стенки сопла покрытий с требуемыми свойствами.The task of the invention is to create the most lightweight design of a curved subsonic nozzle, which enables the application of coatings with the desired properties on the inner walls of the nozzle.
Технический результат - создание легкой в сборке конструкции сопла сложной пространственной формы, позволяющей наносить на его внутреннюю часть покрытие с требуемыми свойствами и снизить его общую массу.The technical result is the creation of an easy-to-assemble nozzle design with a complex spatial shape, which makes it possible to apply a coating with the required properties to its internal part and reduce its total weight.
Указанный технический результат достигается тем, что в известном нерегулируемом сопле газотурбинного двигателя, содержащем четыре стенки, жестко соединенные между собой с образованием канала отвода рабочего газа, согласно предложению стенки соединены попарно, образуя соединенные между собой входной и выходной элементы канала отвода рабочего газа, имеющего криволинейную форму, при этом входной элемент состоит из двух стенок, соединенных в вертикальной плоскости двигателя, и выполнен с возможностью крепления к корпусу наружного контура двигателя, выходной элемент состоит из двух стенок, соединенных в горизонтальной плоскости двигателя, входной и выходной элементы выполнены из разных материалов, а на внутренние поверхности стенок нанесено покрытие с требуемыми свойствами. Входной и выходной элементы канала отвода рабочего газа соединены между собой механическим разъемным, например фланцевым, соединением. Покрытие нанесено методом плазменного напыления.The specified technical result is achieved by the fact that in the known unregulated nozzle of a gas turbine engine containing four walls rigidly connected to each other to form a working gas exhaust channel, according to the proposal, the walls are connected in pairs, forming interconnected input and output elements of the working gas exhaust channel having a curved shape, while the input element consists of two walls connected in the vertical plane of the engine, and is made with the possibility of fastening to the housing of the outer loop and the engine, the output member consists of two walls joined in a horizontal plane of the engine, the input and output elements are made of different materials, and on the inner wall surface coated with the desired properties. The input and output elements of the working gas exhaust channel are interconnected by a mechanical detachable, for example flange, connection. The coating is applied by plasma spraying.
Покрытие с требуемыми свойствами предполагает, например, свойства жаропрочности (способность материала сохранять прочностные свойства при высоких температурах), жаростойкости (способность сопротивляться газовой коррозии при высоких температурах), коррозионной стойкости (способность сопротивляться коррозии в агрессивных средах эксплуатации). Покрытия могут быть как в виде керамических объемных материалов, так и в виде тонкого слоя напиленного различными технологическими методами.A coating with the required properties assumes, for example, the properties of heat resistance (the ability of a material to maintain strength properties at high temperatures), heat resistance (ability to resist gas corrosion at high temperatures), corrosion resistance (ability to resist corrosion in aggressive operating environments). Coatings can be either in the form of ceramic bulk materials, or in the form of a thin layer sawn by various technological methods.
Наличие членения сопла на четыре части позволяет повысить технологичность нанесения покрытия на внутреннюю часть стенок сопла сложной пространственной формы. Выполнение соединения стенок разъемным облегчает сборку и позволяет осуществлять ремонт и перенанесение покрытия.The presence of the division of the nozzle into four parts allows to increase the manufacturability of coating on the inner part of the walls of the nozzle with a complex spatial shape. The implementation of the connection of the walls detachable facilitates assembly and allows for the repair and reposition of the coating.
Криволинейная, например S-образная форма канала сопла отвода рабочего газа позволяет обеспечить лучшую компоновку двигателя на летательном аппарате, что улучшает ЛТХ последнего.Curvilinear, for example, S-shaped channel shape of the working gas outlet nozzle allows to provide the best engine layout on the aircraft, which improves the performance characteristics of the latter.
Стенки сопла соединены попарно с образованием входного и выходного элементов канала, что позволяет выполнить указанные элементы из различных материалов для облегчения массы всей конструкции. Возможны следующие варианты сочетания материалов, из которых изготовлены входной и выходной элементы канала - титановый сплав/жаропрочный никелевый сплав; алюминиевый жаропрочный сплав/жаропрочный никелевый сплав; титановый сплав/композит на основе углеродных волокон; интерметаллид титана/жаропрочный никелевый сплав и другие.The nozzle walls are connected in pairs with the formation of the input and output channel elements, which allows these elements to be made of various materials to facilitate the weight of the entire structure. The following combinations of materials are possible from which the input and output elements of the channel are made - titanium alloy / heat-resistant nickel alloy; aluminum heat resistant alloy / heat resistant nickel alloy; carbon fiber titanium alloy / composite; titanium intermetallic / heat resistant nickel alloy and others.
Соединение двух стенок входного элемента по вертикальной плоскости двигателя, а выходного элемента - по горизонтальной осуществляется для обеспечения жесткости конструкции сопла.The connection of the two walls of the input element along the vertical plane of the engine, and the output element along the horizontal is carried out to ensure the rigidity of the nozzle structure.
На чертеже представлен общий вид нерегулируемого сопла газотурбинного двигателя и схема его сборки.The drawing shows a General view of an unregulated nozzle of a gas turbine engine and its assembly diagram.
Нерегулируемое сопло криволинейной формы состоит из входного элемента 1 и выходного элемента 2 канала отвода рабочего газа. Входной элемент 1 состоит из стенок 3, 4, соединенных между собой механическим разъемным соединением по продольным фланцам 5, 6 в вертикальной плоскости двигателя. Выходной элемент 2 состоит из стенок 7, 8, соединенных между собой по продольным фланцам 9, 10 механическим разъемным соединением в горизонтальной плоскости двигателя. На внутренние поверхности стенок 3, 4, 7, 8 сопла нанесено покрытие. Входной элемент 1 и выходной элемент 2 соединены между собой по поперечным фланцам 11, 12.An unregulated nozzle of a curved shape consists of an input element 1 and an
Сборку сопла осуществляют следующим образом.The assembly of the nozzle is as follows.
Перед сборкой сопла на внутренние поверхности стенок 3, 4, 7, 8 наносят покрытие. Собирают входной элемент 1. Для этого стенки 3 и 4 соединяют по фланцам 5, 6 крепежными элементами, например болтами. Параллельно собирают выходной элемент 2. Для этого стенки 7, 8 соединяют по фланцам 9, 10 крепежными элементами, например болтами. Затем входной элемент 1 и выходной элемент 2 соединяют вместе по поперечным фланцам 11, 12 крепежными элементами, например болтами.Before assembling the nozzle, the inner surfaces of the
Claims (3)
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2017139959A RU2680020C1 (en) | 2017-11-17 | 2017-11-17 | Unregulated nozzle of gas turbine engine |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2017139959A RU2680020C1 (en) | 2017-11-17 | 2017-11-17 | Unregulated nozzle of gas turbine engine |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2680020C1 true RU2680020C1 (en) | 2019-02-14 |
Family
ID=65442542
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2017139959A RU2680020C1 (en) | 2017-11-17 | 2017-11-17 | Unregulated nozzle of gas turbine engine |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU2680020C1 (en) |
Citations (2)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US20140099198A1 (en) * | 2012-10-10 | 2014-04-10 | Rolls-Royce Plc | Duct assembly |
US20150330236A1 (en) * | 2014-05-13 | 2015-11-19 | Rolls-Royce Plc | Bifurcation fairing |
-
2017
- 2017-11-17 RU RU2017139959A patent/RU2680020C1/en active
Patent Citations (3)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US20140099198A1 (en) * | 2012-10-10 | 2014-04-10 | Rolls-Royce Plc | Duct assembly |
EP2719868A2 (en) * | 2012-10-10 | 2014-04-16 | Rolls-Royce plc | A duct assembly |
US20150330236A1 (en) * | 2014-05-13 | 2015-11-19 | Rolls-Royce Plc | Bifurcation fairing |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
US7055329B2 (en) | Method and apparatus for noise attenuation for gas turbine engines using at least one synthetic jet actuator for injecting air | |
US10006369B2 (en) | Method and system for radial tubular duct heat exchangers | |
RU2462601C2 (en) | External cover of air pipe of gas-turbine engine fan | |
JP6063246B2 (en) | Compact high pressure exhaust silencer | |
US20160186997A1 (en) | Attachment scheme for a ceramic bulkhead panel | |
CA2582028A1 (en) | Mixer for separate-stream nozzle | |
JP2008163950A (en) | Guide vane and method of fabricating the same | |
US10428833B2 (en) | Axial turbomachine compressor casing | |
RU2012120085A (en) | GAS TURBINE ENGINE INLET | |
US11203976B2 (en) | Diffuser case mixing chamber for a turbine engine | |
US20090108134A1 (en) | Icing protection system and method for enhancing heat transfer | |
GB2402196A (en) | A laminar flow nacelle for an aircraft engine | |
US20200032665A1 (en) | Airfoil with dual profile leading end | |
EP2778380A2 (en) | Gas turbine engine exhaust mixer with aerodynamic struts | |
WO2019202259A3 (en) | Load-bearing cmc nozzle diaphragm | |
RU2680020C1 (en) | Unregulated nozzle of gas turbine engine | |
CN106481365B (en) | Gas turbine component and method of assembling same | |
US10605088B2 (en) | Airfoil endwall with partial integral airfoil wall | |
US3631678A (en) | Exhaust system | |
FR3061741B1 (en) | TURBINE FOR TURBOMACHINE | |
US9810434B2 (en) | Transition duct system with arcuate ceramic liner for delivering hot-temperature gases in a combustion turbine engine | |
RU2490496C2 (en) | Outlet device of double-flow gas-turbine engine | |
US10393384B2 (en) | Wave rotor with canceling resonator | |
RU2804492C2 (en) | Nacelle air intake and nacelle containing such air intake | |
US10570762B2 (en) | Vane strut positioning and securing systems including locking washers |