Выходное устройство двухконтурного турбореактивного двигателя Российский патент 2024 года по МПК F02K1/04 F02K1/78 F02K1/82 

Изобретение относится к области авиационного двигателестроения, в частности к выходным устройствам двухконтурных турбореактивных двигателей (ДТРД), обеспечивающих пониженный уровень инфракрасного излучения (ИКИ) ДТРД в заднюю полусферу летательного аппарата.

Основными элементами двигателя, определяющими интенсивность его теплового излучения, являются в первую очередь лопатки последней ступени газовой турбины, причем их излучательная способность зависит от температуры поверхности в степени 8... 10 ("Конструкция и проектирование авиационных газотурбинных двигателей" под общей редакцией Д.В. Хронина, М., Машиностроение, 1989 г.). На представленной в данном источнике схеме выходного устройства лопатки газовой турбины экранируются полностью его развитым в радиальном направлении центральным телом, охлаждаемым воздухом, поступающим из воздухозаборника самолета. Это ведет к значительному увеличению массы выходного устройства.

Известно выходное устройство двухконтурного турбореактивного двигателя летательного аппарата, содержащее корпус и разделительную перегородку, образующие канал наружного контура, а также центральный затурбинный обтекатель с перфорированной поверхностью, охлаждаемой воздухом, поступающим из наружного контура по специальному трубопроводу (патент РФ на изобретение №2 241 136).

Наиболее близким предлагаемому устройству по технической сущности и достигаемому результату является выходное устройство двухконтурного турбореактивного двигателя летательного аппарата, содержащее корпус и разделительную перегородку, образующие канал наружного контура, а также центральный затурбинный обтекатель с перфорированной поверхностью, охлаждаемой воздухом, поступающим из наружного контура. Внутри центрального затурбинного обтекателя установлена дополнительная оболочка с равномерным кольцевым зазором относительно его внутренней поверхности (патент РФ на изобретение №2 456 467).

Недостатком известных устройств является наличие видимой зоны рабочих лопаток турбины с высоким уровнем температуры их поверхностей, приводящей к повышенному уровню инфракрасного излучения ДТРД в заднюю полусферу летательного аппарата.

Предлагаемое изобретение направлено на снижение уровня инфракрасного излучения двухконтурного турбореактивного двигателя в заднюю полусферу летательного аппарата без существенного увеличения массы выходного устройства.

Поставленная задача решается тем, что в выходном устройстве двухконтурного турбореактивного двигателя, содержащем корпус, кольцевую разделительную перегородку и центральный затурбинный обтекатель, канал внутреннего контура, вход в который расположен непосредственно за турбиной, образованный кольцевой разделительной перегородкой и центральным затурбинным обтекателем, и канал наружного контура, образованный кольцевой разделительной перегородкой и корпусом, центральный затурбинный обтекатель выполнен в виде двух конусов, один из которых вершиной обращен в сторону выхода потока выхлопных газов, а второй своей усеченной вершиной обращен в сторону турбины, причем основания конусов сопряжены между собой с образованием торообразной поверхности, при этом кольцевая разделительная перегородка снабжена кромкой, перекрывающей видимость входа в канал внутреннего контура.

Выполнение обтекателя в виде двух конусов, один из которых вершиной обращен в сторону выхода потока выхлопных газов, а второй своей усеченной вершиной обращен в сторону турбины, и сопряжение их оснований между собой с образованием торообразной поверхности, обеспечивает за счет образованной таким образом геометрии поверхности обтекателя частичное перекрытие видимости лопаток турбины.

Снабжение кольцевой разделительной перегородки кромкой, перекрывающей видимость входа в канал внутреннего контура, обеспечивает перекрытие видимости той части лопаток турбины, которую не перекрывает обтекатель и, в результате, предлагаемое выходное устройство полностью исключает видимость лопаток турбины и, соотвественно, снижает уровня инфракрасного излучения двухконтурного турбореактивного двигателя в заднюю полусферу летательного аппарата.

На чертеже показан продольный разрез предлагаемого выходного устройства.

Выходное устройство двухконтурного турбореактивного двигателя содержит корпус 1, кольцевую разделительную перегородку 2, центральный затурбинный обтекатель 3 турбины 4 с рабочими лопатками 5. Канал внутреннего контура 6, вход в который расположен непосредственно за рабочими лопатками 5 турбины 4, образован кольцевой разделительной перегородкой 2 и центральным затурбинным обтекателем 3. Канал наружного контура 7 образован кольцевой разделительной перегородкой 2 и корпусом 1. Центральный затурбинный обтекатель 3 выполнен в виде двух конусов: конуса 8 с вершиной, обращенной в сторону выхода потока выхлопных газов, и конуса 9 с усеченной вершиной, обращенной в сторону турбины 4. Основания конусов 8 и 9 сопряжены между собой с образованием торообразной поверхности 10. Кольцевая разделительная перегородка 2 снабжена кромкой 11, размер и расположение которой относительно торообразной поверхности 10 подбирают таким образом, чтобы перекрыть видимость входа в канал внутреннего контура 6.

При работе двухконтурного турбореактивного двигателя на вход в канал внутреннего контура 6, образованного кольцевой разделительной перегородкой 2 и центральным затурбинным обтекателем 3, из-за рабочих лопаток 5 турбины 4 поступают выхлопные газы с высокой температурой. В канал наружного контура 7, образованный корпусом 1 и кольцевой разделительной перегородкой 2, поступает воздух из вентилятора, который охлаждает кольцевую разделительную перегородку 2 с кромкой 11. При этом за счет геометрии поверхности обтекателя 3 обеспечивается максимальное сохранение энергии выхлопных газов, т.к. в канале внутреннего контура 6 на участке от турбины 4 до торообразной поверхности 10 в зоне конической поверхности 8 и в зоне конической поверхности 9 до кромки 11 кольцевой разделительной перегородки 2 происходит увеличение скорости потока выхлопных газов вследствие плавного уменьшения площади проходного сечения канала 6. Кромка 11 кольцевой разделительной перегородки 2 перекрывает часть конической поверхности 9 центрального затурбинного обтекателя 3, а ее расположение относительно торообразной поверхности 10 исключает видимость входа в канал внутреннего контура 6 и, соответственно, рабочих лопаток 5 турбины 4.

Исключение видимости входа в канал внутреннего контура 6 и, соответственно рабочих лопаток 5 турбины 4, ведет к снижению уровня инфракрасного излучения двухконтурного турбореактивного двигателя в заднюю полусферу летательного аппарата.

Изобретение относится к области авиационного двигателестроения, в частности к выходным устройствам двухконтурных турбореактивных двигателей (ДТРД). Выходное устройство двухконтурного турбореактивного двигателя содержит корпус 1, кольцевую разделительную перегородку 2, центральный затурбинный обтекатель 3 турбины 4 с рабочими лопатками 5. Канал внутреннего контура 6, вход в который расположен непосредственно за рабочими лопатками 5 турбины 4, образован кольцевой разделительной перегородкой 2 и центральным затурбинным обтекателем 3. Канал наружного контура 7 образован кольцевой разделительной перегородкой 2 и корпусом 1. Центральный затурбинный обтекатель 3 выполнен в виде двух конусов: конуса 8 с вершиной, обращенной в сторону выхода потока выхлопных газов, и конуса 9 с усеченной вершиной, обращенной в сторону турбины 4. Основания конусов 8 и 9 сопряжены между собой с образованием торообразной поверхности 10. Кольцевая разделительная перегородка 2 снабжена кромкой 11, перекрывающей видимость входа в канал внутреннего контура 6 и, соответственно, рабочих лопаток 5 турбины 4. Обеспечивают пониженный уровень инфракрасного излучения (ИКИ) ДТРД в заднюю полусферу летательного аппарата за счет исключения видимости входа в канал внутреннего контура и, соответственно, рабочих лопаток турбины. 1 ил.

Выходное устройство двухконтурного турбореактивного двигателя, содержащее корпус, кольцевую разделительную перегородку и центральный затурбинный обтекатель, канал внутреннего контура, вход в который расположен непосредственно за турбиной, образованный кольцевой разделительной перегородкой и центральным затурбинным обтекателем, и канал наружного контура, образованный кольцевой разделительной перегородкой и корпусом, отличающееся тем, что центральный затурбинный обтекатель выполнен в виде двух конусов, один из которых вершиной обращен в сторону выхода потока выхлопных газов, а второй своей усеченной вершиной обращен в сторону турбины, причем основания конусов сопряжены между собой с образованием торообразной поверхности, при этом кольцевая разделительная перегородка снабжена кромкой, перекрывающей видимость входа в канал внутреннего контура.