×
29.04.2020
220.018.1a52

Результат интеллектуальной деятельности: УСТРОЙСТВО ЗАЩИТЫ ОТ ЗАГРЯЗНЕНИЯ ОПТИЧЕСКИХ ДАТЧИКОВ В УЗЛАХ ВОЗДУШНО-РЕАКТИВНЫХ ДВИГАТЕЛЕЙ

Вид РИД

Изобретение

Аннотация: Изобретение относится к системам защиты от загрязнения продуктами сгорания входных окон оптических датчиков, устанавливаемых, в частности, в узлах турбины или камер сгорания газотурбинных или иных воздушно-реактивных двигателей. Устройство защиты от загрязнения оптических датчиков в узлах воздушно-реактивных двигателей содержит корпус датчика, имеющий входную и тыльную части, внутри корпуса установлен оптический датчик с линзой, которая размещена во входной части корпуса с кольцевым зазором относительно него, при этом тыльная часть имеет патрубок подвода сжатого воздуха из компрессора, а входная часть сопряжена с проточной частью двигателя, при этом между линзой и входной частью размещена заслонка, выполненная с возможностью перемещения посредством поршневого пневматического исполнительного механизма. Устройство снабжено осесимметричным многозаходным шнековым завихрителем, кольцевой зазор выполнен в виде кольцевого сверхзвукового сопла, перед критическим сечением которого со стороны тыльной части корпуса датчика размещен осесимметричный многозаходный шнековый завихритель. Одна полость поршневого пневматического исполнительного механизма соединена пневматически с проточной частью двигателя, а полость, образованная линзой и заслонкой в закрытом положении, сообщена с каналами эжектирования воздуха и с другой полостью поршневого пневматического исполнительного механизма. Поршневой пневматический исполнительный механизм размещен в полости канала охлаждающего воздуха, который сообщен с каналом эжектирования воздуха. Технический результат, достигаемый при реализации предложенного изобретения, - повышение эффективности защиты оптических датчиков в процессе работы двигателя, а также во время его запуска и останова. 1 з.п. ф-лы, 2 ил.

Изобретение относится к системам защиты от загрязнения продуктами сгорания входных окон оптических датчиков, устанавливаемых, в частности, в узлах турбины или камер сгорания газотурбинных или иных воздушно - реактивных двигателей.

Широко известны оптические датчики пирометра, измеряющие температуру вращающихся лопаток турбины двигателя, с устройствами защиты входных окон сжатым воздухом от осаждения на них дисперсных продуктов горения (сажи, кокса, смол и прочих твердых частиц). Эти устройства удовлетворительно функционируют при стационарных и штатных режимах работы двигателей, при относительно кратковременных стендовых испытаниях. Однако при длительной эксплуатации, тем не менее, происходит возрастающее осаждение непрозрачных компонентов продуктов сгорания на оптические поверхности датчиков, что снижает достоверность получаемой информации. Интенсивность загрязнения существенно возрастает при возникновении экстремальных или нерасчетных режимах работы двигателя (чрезвычайный или встречный запуск, срыв потока в воздухозаборнике, помпаж и др.). Это объясняет отсутствие пирометров в штатной компоновке системы управления двигателем на самолете (исключительный случай: кратковременное применение на двигателе «Олимп 593» на «Конкорде»).

Из US 4,666,297, 19.05.1987 известно устройство зашиты оптики датчика пирометра, состоящего из полой трубки, в которой установлен датчик пирометра, по которой прокачивается сжатый воздух, истекающий в полость узла турбины с продуктами сгорания. Между датчиком и выходным отверстием этой трубки установлена заслонка, управляемая поршневой системой, которая открывается, если давление сжатого воздуха защиты больше наружного (атмосферного). Такое устройство защиты целесообразно в стендовом варианте работы двигателя, когда сжатый воздух обдува берется от стендовой магистрали и подается заблаговременно, до запуска двигателя. На самолете этот воздух отбирается от компрессора высокого давления двигателя, а в момент запуска в процессе воспламенения топливно-воздушной смеси, давление в камере сгорания быстро нарастает и обычно выше давления подводимого защитного воздуха из-за задержки в подводящих трубопроводах. Кроме того, при запуске кратковременно подается некоторый избыток горючего, что снижает полноту сгорания. Это приводит к повышенному содержанию сажистых частиц в продуктах сгорания, которые могут осаждаться на оптике датчика. Особенно такое явление возникает в режиме помпажа, когда происходит рассогласование работы турбины и компрессора: воздуха не хватает для полного сгорания горючего, возникает много сажи, оседающей на оптике.

Для предотвращения осаждения твердых продуктов сгорания на поверхности оптики по патенту US 4521088, 04.06.1985 предложено вдувать сжатый воздух вдоль поверхности оптического окна, через радиально расположенные отверстия в трубке крепления оптики. Такое решение малоэффективно, т.к. дискретно расположенные струи воздуха создают вихри и зоны обратных токов, в которые могут попадать продукты сгорания. Лучший результат получается при кольцевой организации пленочного воздушного заграждения, описанный в патенте US 4738528, 09.04.1988, где тангенциально подаваемый в распределительный коллектор воздух, в нем предварительно закручивается, и далее истекает на поверхность входной линзы датчика через кольцевую щель. Недостаток такого решения заключается в окружной неравномерности скорости истечения воздуха из кольцевой щели и воронкообразной структуры истечения, допускающей при изменении режима работы двигателя засасывание продуктов сгорания к поверхности линзы.

Технический результат, достигаемый при реализации предложенного изобретения, - повышение эффективности защиты оптических датчиков в процессе работы двигателя, а также во время его запуска и останова.

Указанный технический результат достигается тем, что в устройстве защиты от загрязнения оптических датчиков в узлах воздушно-реактивных двигателей, содержащем корпус датчика, имеющий входную и тыльную части, внутри корпуса установлен оптический датчик с линзой, которая размещена во входной части корпуса с кольцевым зазором относительно него, при этом тыльная часть имеет патрубок подвода сжатого воздуха из компрессора, а входная часть сопряжена с проточной частью двигателя, при этом между линзой и входной частью размещена заслонка, выполненная с возможностью перемещения посредством поршневого пневматического исполнительного механизма, согласно предложению устройство снабжено осесимметричным многозаходным шнековым завихрителем, кольцевой зазор выполнен в виде кольцевого сверхзвукового сопла, перед критическим сечением которого со стороны тыльной части корпуса датчика размещен осесимметричный многозаходный шнековый завихритель, при этом одна полость поршневого пневматического исполнительного механизма соединена пневматически с проточной частью двигателя, при этом полость, образованная линзой и заслонкой в закрытом положении, сообщена с каналами эжектирования воздуха и с другой полостью поршневого пневматического исполнительного механизма.

Поршневой пневматический исполнительный механизм размещен в полости канала охлаждающего воздуха, который сообщен с каналами эжектирования воздуха.

Техническая сущность предлагаемого заключается в том, что конструкция узла защиты оптики выполнена в виде кольцевого сверхзвукового сопла с внешним расширением (характерное значение числа Маха 1,5, для типичного сверхкритического отношения давлений, близкого к 8), а предварительная, небольшая (до 20%) закрутка воздушного потока перед докритической частью сверхзвукового сопла достигается применением осесимметричного многозаходного шнекового завихрителя. В этом случае истекающая сверхзвуковая струя имеет однородную в окружном направлении структуру и надежно предотвращает проникновение иных газовых потоков к поверхности линзы в процессе работы двигателя. Наружная форма поверхности линзы определяется требованиям профилирования сопла, а внутренняя параметрами фокусировки датчика.

Одна полость поршневого исполнительного механизма пневматически соединена с проточной частью двигателя, а другая с зоной подвода сжатого воздуха в полость между линзой и заслонкой в закрытом положении. Таким образом, при запуске и останове двигателя, когда давление в проточной части двигателя становится больше давления воздуха, подаваемого из компрессора для обдува линзы оптического датчика, заслонка перекрывает доступ продуктов сгорания к поверхности линзы.

Заявляемое устройство поясняется описанием примера структуры устройства защиты оптического датчика применительно к форсажной камере сгорания (ФКС) авиационного двигателя.

На фиг. 1 представлен продольный разрез форсажной камеры сгорания.

На фиг. 2 представлен увеличенный фрагмент А.

Устройство содержит наружный корпус двигателя 1, корпус ФКС 2 из жаростойкой стали, между которыми протекает воздух охлаждения с температурой около 200°С и давлением порядка 4 бар, частично истекающий во внутреннюю полость ФКС, с давлением около 2,5 бар, через отверстие 20. Зона горения 3 находится за стабилизатором 4. Трубопровод 5 соединяет внутреннюю полость ФКС с цилиндром 6 пневматического исполнительного механизма. Внутри цилиндра 6 размещен поджатый пружиной 7 поршень 8. Заслонка 9 соединена с поршнем 8. Корпус датчика 17 имеет входную часть 19 и тыльную часть 16. В исходном состоянии, при неработающем двигателе, за счет действия пружины 7, заслонка 9 перекрывает оптический канал входной части 19 корпуса датчика 17.

Осесимметричный многозаходный шнековый завихритель 12 расположен на корпусе держателя 13 с впаянной линзой 15. Линза 15 фокусирует наблюдаемую зону горения на торец световода 14. Корпус датчика 17 совместно с линзой 15 образуют сверхзвуковое кольцевое сопло с критическим сечением 21. Патрубок 11 в тыльной части 16 корпуса датчика 17 подключен к магистрали сжатого воздуха от последней ступени компрессора двигателя (типичные значения температуры около 500°С и давления порядка 20 бар). Когда на рабочих режимах двигателя давление защитного воздуха в зоне линзы 15 превысит давление в основной полости ФКС, поршень 8 сдвинет заслонку 9 в положение, показанное на фиг. 1, и линза 15 в этом случае уже будет защищена сверхзвуковой завесой воздуха от попадания на нее продуктов сгорания. Из газовой динамики сверхзвуковых течений известно, что последние, на небольших расстояниях, практически, не смешиваются с дозвуковыми потоками и препятствуют их диффузионному проникновению.

Полость между заслонкой 9 в закрытом положении и линзой 15 пневматически связана с одной полостью цилиндра 6 через отверстия 10 и с каналами 18 эжектирования охлаждающего воздуха, протекающего между наружным корпусом двигателя 1 и корпусом ФКС 2 пограничным слоем сверхзвукового потока, истекающим из кольцевого сопла с критическим сечением 21. Каналы эжектирования 18 на начальном этапе функционирования устройства, когда заслонка 9 закрыта, дренируют возникающее избыточное давление воздуха из полости между заслонкой 9 и линзой 15 для обеспечения сверхзвукового истечения из сечения 21. В процессе работы двигателя эжектируемый воздух заполняет пространство между кольцевым соплом с критическим сечением 21 и входной части 19 корпуса датчика 17, что служит надежной защитой от засасывания продуктов сгорания через входную часть 19.

Пневматический исполнительный механизм устройства может располагаться вне канала охлаждающего воздуха, если последний имеет небольшие размеры, например в турбинном узле двигателя, где может устанавливаться оптический датчик. В этом случае в области каналов 18 должен быть организован воздушный коллектор, пневматически соединенный с каналом охлаждающего воздуха узла двигателя.

Устройство работает следующим образом.

На неработающем двигателе заслонка 9 перекрывает входную часть 19 корпуса датчика 17. После запуска двигателя заслонка 9 остается закрытой до тех пор, пока давление воздуха, поступающего через патрубок 11, в зону линзы 15 не превысит давление в проточной части ФКС. При повышении давления в зоне линзы 15 и усилия поджимающей пружины 7 заслонка 9 начинает перемещаться в открытое положение. При выходе двигателя на рабочие режимы при открытой заслонке 9 от продуктов сгорания и прочих загрязнений линзу 15 защищает сверхзвуковая завеса воздуха, истекающего из сверхзвукового сопла с критическим сечением 21. При этом сверхзвуковое течение воздуха обеспечивается нагнетанием сжатого воздуха, отбираемого за компрессором двигателя, который проходит через многозаходный шнековый завихритель 12 и сверхзвуковое кольцевое сопло с критическим сечением 21, и эжектированием воздуха через каналы 18 в канал, образованный наружным корпусом двигателя 1 и корпусом ФКС 2. При отключении двигателя давление воздуха, отбираемого за компрессором, падает и становится ниже давления в проточной части ФКС, последнее воздействует на поршень 8 вместе с пружиной 7, в результате чего заслонка 9 начинает перемещаться в закрытое положение и защищает линзу 15 от загрязнения продуктами сгорания.


УСТРОЙСТВО ЗАЩИТЫ ОТ ЗАГРЯЗНЕНИЯ ОПТИЧЕСКИХ ДАТЧИКОВ В УЗЛАХ ВОЗДУШНО-РЕАКТИВНЫХ ДВИГАТЕЛЕЙ
УСТРОЙСТВО ЗАЩИТЫ ОТ ЗАГРЯЗНЕНИЯ ОПТИЧЕСКИХ ДАТЧИКОВ В УЗЛАХ ВОЗДУШНО-РЕАКТИВНЫХ ДВИГАТЕЛЕЙ
УСТРОЙСТВО ЗАЩИТЫ ОТ ЗАГРЯЗНЕНИЯ ОПТИЧЕСКИХ ДАТЧИКОВ В УЗЛАХ ВОЗДУШНО-РЕАКТИВНЫХ ДВИГАТЕЛЕЙ
Источник поступления информации: Роспатент

Showing 31-40 of 110 items.
09.08.2018
№218.016.7985

Контактное радиально-торцевое графитовое уплотнение ротора турбомашины

Изобретение относится к области машиностроения и может быть использовано в конструкциях турбомашин для уплотнения кольцевых щелей между статором и ротором. Контактное радиально-торцевое графитовое уплотнение ротора турбомашины содержит последовательно установленные в кольцевой полости набор...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002663368
Дата охранного документа: 03.08.2018
10.08.2018
№218.016.7b36

Способ работы нагнетающего насоса маслоагрегата турбореактивного двигателя (трд), нагнетающий насос и его рабочее колесо

Группа изобретений относится к области авиадвигателестроения, а именно к нагнетающим насосам маслосистемы ТРД. Нагнетающий насос (НН) выполнен сблокированным с откачивающим насосом в составе корпуса маслоагрегата. Очищенное масло подают в шестеренно-центробежный рабочий орган НН. Рабочий орган...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002663783
Дата охранного документа: 09.08.2018
05.09.2018
№218.016.82d3

Способ и устройство охлаждения вала авиационного газотурбинного двигателя

Изобретение относится к области авиационного двигателестроения, а именно к подводу охладителя к валу авиационного газотурбинного двигателя, и может быть использовано в транспортном машиностроении. Способ охлаждения вала авиационного ГТД с внутренней полостью заключается в том, что вал...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002665797
Дата охранного документа: 04.09.2018
13.09.2018
№218.016.8719

Способ работы форсажного комплекса турбореактивного двигателя (трд) и форсажный комплекс, работающий этим способом (варианты), способ работы трд и трд, работающий этим способом

Группа изобретений относится к области авиадвигателестроения. В способе работы ТРД перевод форсажного комплекса в режим промежуточного и полного форсажа производят перемещением РУД САУиР из углового положения α последовательно в угловые диапазоны α и производят последовательное автоматическое...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002666835
Дата охранного документа: 12.09.2018
03.10.2018
№218.016.8cef

Способ обнаружения резонансных колебаний ротора газотурбинного двигателя

Изобретение относится метрологии, в частности к способам для вибрационной диагностики ротора газотурбинного двигателя. Согласно способу устанавливают датчики на неподвижных частях турбомашины, запускают двигатель и равномерно увеличивают число оборотов исследуемого ротора. При этом в качестве...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002668358
Дата охранного документа: 28.09.2018
03.10.2018
№218.016.8d01

Способ установки кольца уплотнения в опоры турбины

Изобретение относится к технологиям сборки авиационных двигателей и энергетических установок, методам контроля и обеспечения сборочных параметров и особенностей технологического процесса сборки и конструкции оснастки, в частности к методам контроля параметров при сборке опоры ротора турбины....
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002668311
Дата охранного документа: 28.09.2018
03.10.2018
№218.016.8d45

Способ определения температуры газа перед турбиной на форсажном режиме турбореактивного двигателя

Способ определения температуры газа перед турбиной на форсажном режиме турбореактивного двигателя (ТРД) относится к авиадвигателестроению. Предварительно расчетно-экспериментальным методом определяют коэффициент К, учитывающий изменение температуры газа перед турбиной при изменении частоты...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002668310
Дата охранного документа: 28.09.2018
07.12.2018
№218.016.a461

Турбореактивный двигатель и способ его работы

Изобретения относятся к турбореактивному двигателю и способу его работы. Одновальный двухконтурный турбореактивный двигатель содержит компрессор, турбину, основную непрерывно-детонационную камеру сгорания с каналами подачи топлива, топливными форсунками и инициатором детонации, газодинамический...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002674172
Дата охранного документа: 05.12.2018
07.12.2018
№218.016.a4ac

Охлаждаемая турбина двухконтурного газотурбинного двигателя

Охлаждаемая турбина двухконтурного газотурбинного двигателя содержит раздаточный коллектор с узлом для соединения с источником высокотемпературного воздуха, коллектор с узлом для соединения с источником низкотемпературного воздуха, междисковую полость, сообщенную с источником...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002674229
Дата охранного документа: 05.12.2018
07.12.2018
№218.016.a4c6

Плоское сопло турбореактивного авиационного двигателя

Изобретение относится к области авиационного двигателестроения, а именно к конструкции плоских сопел турбореактивных двигателей. Плоское сопло содержит последовательно установленные и шарнирно соединенные друг с другом корпус, дозвуковые створки и сверхзвуковые створки, а также внешние створки,...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002674232
Дата охранного документа: 05.12.2018
Showing 11-18 of 18 items.
10.05.2018
№218.016.43f4

Устройство поворота плоского сопла турбореактивного двигателя

Изобретение относится к авиадвигателестроению, конкретно к реактивным плоским соплам газотурбинных двигателей маневренных летательных аппаратов. Устройство поворота плоского сопла турбореактивного двигателя содержит неподвижный корпус, плоское сопло, установленное на подшипнике с возможностью...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002649723
Дата охранного документа: 04.04.2018
19.04.2019
№219.017.1d3d

Опора двухвального газотурбинного двигателя

Изобретение относится к области газотурбинной техники и может использоваться в конструкциях двухвальных газотурбинных двигателей авиационного и стационарного назначения. Опора двухвального газотурбинного двигателя содержит подшипник опоры турбины высокого давления, установленный между роторами...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002685154
Дата охранного документа: 16.04.2019
10.07.2019
№219.017.aa1e

Кольцо привода поворотных лопаток статора осевого компрессора газотурбинного двигателя

Изобретение относится к насосам и компрессорам необъемного вытеснения, а именно к регулируемым устройствам, направляющим текучую среду, для осевых компрессоров и вентиляторов. Изобретение служит для ликвидации возможности выпадения втулок из отверстий кольца привода без привлечения...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002270369
Дата охранного документа: 20.02.2006
10.07.2019
№219.017.acaa

Передняя опора турбины низкого давления двухвального газотурбинного двигателя

Изобретение относится к газотурбинным двигателям авиационного и наземного применения, а именно к размещению опор для вращающихся с большой частотой вращения роторов турбомашин, а также для смазки и охлаждения подшипников и самих опор, и может использоваться в наиболее напряженных опорах. Опора...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002312997
Дата охранного документа: 20.12.2007
12.09.2019
№219.017.ca79

Роторная машина объемного типа

Изобретение относится к области энергетического и транспортного машиностроения и может быть использовано для привода потребителей механической энергии, а также в качестве составной части двигателя внутреннего сгорания, в том числе и газотурбинных двигателей. Техническим результатом является...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002699864
Дата охранного документа: 11.09.2019
02.10.2019
№219.017.ce33

Способ упрочнения элемента в виде тела вращения ротора турбомашины металломатричным композитом

Изобретение относится к области авиационной техники, к способам формирования упрочняющего элемента из металломатричного композита на диске и/или барабане ротора газотурбинного двигателя. Способ упрочнения элемента в виде тела вращения ротора турбомашины металломатричным композитом включает...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002700222
Дата охранного документа: 13.09.2019
17.01.2020
№220.017.f663

Способ сигнализации наличия горения в форсажной камере воздушно-реактивного двигателя

Изобретение относится к измерительной технике, и может быть использовано, например, для сигнализации наличия горения в форсажной камере сгорания воздушно-реактивного двигателя. Способ сигнализации наличия горения в форсажной камере сгорания воздушно-реактивного двигателя, включающий регистрацию...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002711186
Дата охранного документа: 15.01.2020
24.06.2020
№220.018.2a3d

Способ упрочнения элементов турбомашины металломатричным композитом и установка для его осуществления

Изобретение относится к способам получения металлических композиционных материалов на основе интерметаллида титана, армированных высокомодульными волокнами, применяемых в авиационной технике, в частности, для упрочнения элементов газотурбинных двигателей, а также относится к установкам для...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002724226
Дата охранного документа: 22.06.2020
+ добавить свой РИД