×
02.08.2020
220.018.3c70

Турбореактивный двухконтурный двигатель с раздельным истечением потоков из сопел

Вид РИД

Изобретение

Юридическая информация Свернуть Развернуть
№ охранного документа
0002728577
Дата охранного документа
31.07.2020
Краткое описание РИД Свернуть Развернуть
Аннотация: Изобретение относится к области двигателестроения, а именно к турбореактивному двухконтурному двигателю (ТРДД) с раздельным истечением потоков. Турбореактивный двухконтурный двигатель с раздельным истечением потоков из сопел содержит наружное сопло, турбокомпрессор с газогенератором, обшивку газогенератора, подкапотное пространство под обшивкой газогенератора, внутреннее сопло, центральное тело, полость в центральном теле, потоки из наружного и внутреннего сопел. За срезом наружного сопла на обшивке газогенератора содержится перфорация с диаметром отверстий 0,1…0,2 мм и пористостью поверхности обшивки 5…20%, а также за срезом внутреннего сопла на центральном теле содержится перфорация с диаметром отверстий 0,1…0,2 мм и пористостью поверхности центрального тела 5…20%, причем перфорация на центральном теле выполнена с возможностью подвода газа из полости центрального тела, а на обшивке газогенератора - из подкапотного пространства. Предлагаемое изобретение позволяет получить снижение турбулентного трения на поверхностях обшивки газогенератора и центрального тела, обтекаемых высокоскоростными потоками из наружного и внутреннего сопел, что приводит к снижению расхода топлива. 5 ил.
Реферат Свернуть Развернуть

Изобретение относится к области двигателестроения, а именно к турбореактивному двухконтурному двигателю (ТРДД) с раздельным истечением потоков.

Известен ТРДД с раздельным истечением потоков сопел, содержащий наружное сопло, турбокомпрессор с газогенератором (ГГ), обшивку ГГ, подкапотное пространство (ПКП) под обшивкой ГГ, внутреннее сопло, центральное тело (ЦТ), полость в ЦТ, потоки из наружного и внутреннего сопел (адрес в Интернете: «ПД-14 внешний вид»), который наиболее близок по технической сущности и принят за прототип.

Технической проблемой при осуществлении работы прототипа является повышенное турбулентное трение на поверхностях обшивки газогенератора и центрального тела, обтекаемых высокоскоростными потоками из наружного и внутреннего сопел, что приводит к повышению расхода топлива. В предлагаемом изобретении преодолевается техническая проблема.

Техническая проблема решается тем, что в турбореактивном двухконтурном двигателе с раздельным истечением потоков из сопел, содержащем наружное сопло, турбокомпрессор с газогенератором, обшивку газогенератора, подкапотное пространство под обшивкой газогенератора, внутреннее сопло, центральное тело, полость в центральном теле, согласно изобретения, за срезом наружного сопла на обшивке газогенератора содержится перфорация с диаметром отверстий 0,1…0,2 мм и пористостью обшивки 5…20%, а также за срезом внутреннего сопла на центральном теле содержится перфорация с диаметром отверстий 0,1…0,2 мм и пористостью поверхности центрального тела 5…20%, причем перфорация на центральном теле выполнена с возможностью подвода газа из полости центрального тела, а на обшивке газогенератора - из подкапотного пространства.

В предлагаемом изобретении, в отличии от прототипа, за срезом наружного сопла на обшивке газогенератора содержится перфорация с диаметром отверстий 0,1…0,2 мм и пористостью поверхности обшивки 5…20%, а также за срезом внутреннего сопла на центральном теле содержится перфорация с диаметром отверстий 0,1…0,2 мм и пористостью поверхности центрального тела 5…20%, причем перфорация на центральном теле выполнена с возможностью подвода газа из полости центрального тела, а на обшивке газогенератора - из подкапотного пространства, что снижает трение турбулентного пограничного слоя (ТПС) потоков наружного и внутреннего сопел двигателя с раздельным истечением.

На фиг. 1 представлен прототип изобретения.

На фиг. 2 представлен фрагмент турбореактивного двухконтурного двигателя с раздельным истечением потоков из сопел.

На фиг. 3 представлен вид А с перфорацией на обшивке газогенератора.

На фиг. 4 представлено центральное тело.

На фиг. 5 представлен вид Б с перфорацией на центральном теле.

Турбореактивный двухконтурный двигатель с раздельным истечением потоков из сопел содержит наружное сопло 2, обшивку газогенератора 1, подкапотное пространство 5 под обшивкой газогенератора 1, внутреннее сопло 3, центральное тело 4, полость в центральном теле 6, потоки из наружного 7 и внутреннего 8 сопел, турбокомпрессор 15 с газогенератором 16. За срезом 13 наружного сопла 2 на обшивке газогенератора 1 содержится перфорация 11 с диаметром отверстий 0,1…0,2 мм и пористостью обшивки 5…20%, а также за срезом внутреннего сопла 3 на центральном теле 4 содержится перфорация 12 с диаметром отверстий 0,1…0,2 мм и пористостью поверхности центрального тела 5…20%.

Устройство работает следующим образом.

Для снижения трения турбулентного пограничного слоя потоков 7, 8 наружного 2 и внутреннего 3 сопел ТРДД с раздельным истечением предлагается использование наддува ТПС, представляющего собой принудительный подвод газа в ТПС через перфорированные стенки (поверхности) обшивки ГГ 1 и ЦТ 4 за срезами 13, 14 сопел 2, 3 ТРДД.

Подвод газа в ТПС осуществляется из ПКП 5 газогенератора 1 и полости 6 центрального тела 4 за счет естественного повышенного давления газов 9 в подкапотном пространстве 5 и повышенного давления 10 в полости 6 центрального тела 4 по сравнению со статическим давлением в потоках наружного 7 и внутреннего 8 сопел.

Перфорация 11 на обшивке газогенератора 1 и перфорация 12 на центральном теле 4 выполняются перпендикулярно к поверхности обшивки ГГ и ЦТ. Перфорации могут выполняться как на части поверхностей за срезами 13, 14 сопел 2, 3, так и на всех поверхностях за срезами сопел. Диаметры отверстий варьируются в диапазоне 0,1…0,2 мм, пористость поверхностей - в диапазоне 5…20%, через которые газ, использованный для продувки ПКП ГГ и газ, сбрасываемый из турбореактивного двухконтурного двигателя в полость ЦТ выдуваются наружу в пристеночные пограничные слои потоков наружного 2 и внутреннего 3 сопел. Наддув ТПС позволяет снизить турбулентное трение потока на поверхностях обшивки ГГ и ЦТ за срезами сопел 13, 14 за счет снижения градиентов скорости потока вблизи поверхностей без дополнительных отборов воздуха и мощности.

Таким образом, предлагаемое изобретение с вышеуказанными отличительными признаками, в совокупности с известными признаками, позволяет получить снижение турбулентного трения на поверхностях обшивки газогенератора и центрального тела, обтекаемых высокоскоростными потоками из наружного и внутреннего сопел, что приводит к снижению расхода топлива.

Турбореактивный двухконтурный двигатель с раздельным истечением потоков из сопел, содержащий наружное сопло, турбокомпрессор с газогенератором, обшивку газогенератора, подкапотное пространство под обшивкой газогенератора, внутреннее сопло, центральное тело, полость в центральном теле, отличающийся тем, что за срезом наружного сопла на обшивке газогенератора содержится перфорация с диаметром отверстий 0,1…0,2 мм и пористостью поверхности обшивки 5…20%, а также за срезом внутреннего сопла на центральном теле содержится перфорация с диаметром отверстий 0,1…0,2 мм и пористостью поверхности центрального тела 5…20%, причем перфорация на центральном теле выполнена с возможностью подвода газа из полости центрального тела, а на обшивке газогенератора - из подкапотного пространства.
Турбореактивный двухконтурный двигатель с раздельным истечением потоков из сопел
Турбореактивный двухконтурный двигатель с раздельным истечением потоков из сопел
Турбореактивный двухконтурный двигатель с раздельным истечением потоков из сопел
Турбореактивный двухконтурный двигатель с раздельным истечением потоков из сопел
Турбореактивный двухконтурный двигатель с раздельным истечением потоков из сопел
Источник поступления информации: Роспатент

Showing 11-20 of 44 items.
28.08.2018
№218.016.8030

Ротор турбины

Изобретение относится к роторам турбин газотурбинных двигателей авиационного и наземного применения. Ротор турбины содержит диск турбины, на ободе которого верхним байонетным соединением установлен дефлектор диска, ступица которого выполнена с цилиндрическим упругим элементом и с щелевой...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002664902
Дата охранного документа: 23.08.2018
28.08.2018
№218.016.804b

Автономное интегрированное устройство регистрации параметров авиационного газотурбинного двигателя

Изобретение относится к газотурбинному двигателестроению и может быть использовано в бортовых системах регистрации параметров авиационного газотурбинного двигателя. Автономное интегрированное устройство регистрации параметров авиационного газотурбинного двигателя включает связанные друг с...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002664901
Дата охранного документа: 23.08.2018
13.09.2018
№218.016.8729

Отклоняющая решетка реверсивного устройства наружного корпуса двигателя

Изобретение относится к области авиационных двигателей и тормозных устройств самолетов. Отклоняющая решетка реверсивного устройства наружного корпуса двигателя включает монолитные секции. Каждая из секций изготовлена из полимерного композиционного материала и содержит продольные ребра и...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002666889
Дата охранного документа: 12.09.2018
13.09.2018
№218.016.8775

Способ управления противообледенительной системой воздухозаборника газотурбинного двигателя самолета

Изобретение относится к противообледенительным системам летательных аппаратов. Способ управления противообледенительной системой воздухозаборника газотурбинного двигателя самолета заключается в регистрации обледенения самолета с помощью блока (1), передаче данных об обледенении из системы...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002666886
Дата охранного документа: 12.09.2018
22.09.2018
№218.016.897e

Коробка приводных агрегатов

Изобретение относится к области авиадвигателестроения, в частности к элементам маслосистемы авиационного газотурбинного двигателя. Коробка приводных агрегатов содержит зубчатое колесо, патрубок, подшипники, центробежную крыльчатку с лопатками. Центробежная крыльчатка с лопатками содержит...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002667251
Дата охранного документа: 18.09.2018
13.10.2018
№218.016.9184

Замок реверсивного устройства газотурбинного двигателя

Изобретение относится к области авиации, к конструкции авиационных двигателей и тормозных устройств самолетов, а именно к замку реверсивного устройства газотурбинного двигателя. Замок реверсивного устройства газотурбинного двигателя, удерживающий подвижную часть реверсивного устройства...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002669452
Дата охранного документа: 11.10.2018
14.12.2018
№218.016.a6bb

Устройство фиксации лопаток ротора компрессора газотурбинного двигателя

Изобретение относится к области авиадвигателестроения и ГТУ наземного применения, в частности к роторам компрессоров газотурбинных двигателей. Устройство фиксации лопаток ротора компрессора газотурбинного двигателя на диске ротора, содержащее вкладыш, выполненный с возможностью зацепления в...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002674812
Дата охранного документа: 13.12.2018
14.12.2018
№218.016.a6bc

Статор газовой турбины

Изобретение относится к статорам газовых турбин газотурбинных двигателей авиационного применения. Статор газовой турбины, в наружном корпусе которой установлены секторы разрезного сотового кольца, выполненного двухслойным, с опорными элементами на переднем и заднем осевых концах сектора. В...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002674813
Дата охранного документа: 13.12.2018
14.12.2018
№218.016.a6ce

Способ создания необходимого давления и расхода топлива в топливной системе газотурбинного двигателя

Изобретение относится к способу создания необходимого давления и расхода топлива в топливной системе авиационного газотурбинного двигателя. Способ создания давления и расхода топлива в топливной системе газотурбинного двигателя, содержащей топливный насос с электрическим приводом, топливный...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002674806
Дата охранного документа: 13.12.2018
16.02.2019
№219.016.bb82

Устройство управления воздушным стартером

Изобретение относится к авиадвигателестроению, в частности к управлению перекрывной регулирующей заслонкой потока сжатого воздуха, подаваемого в качестве рабочего тела в воздушно-турбинный стартер, который используется для запуска газотурбинного двигателя авиационной или наземной техники....
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002679951
Дата охранного документа: 14.02.2019
Showing 1-2 of 2 items.
25.08.2017
№217.015.b941

Шевронное сопло газотурбинного двигателя

Изобретение относится к области двигателестроения, в частности к реактивным соплам с устройствами подавления шума, и предназначено для использования в авиационных двигателях. Шевронное сопло газотурбинного двигателя включает выхлопную трубу, а также сопла наружного и внутреннего контуров,...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002615309
Дата охранного документа: 04.04.2017
13.09.2018
№218.016.8729

Отклоняющая решетка реверсивного устройства наружного корпуса двигателя

Изобретение относится к области авиационных двигателей и тормозных устройств самолетов. Отклоняющая решетка реверсивного устройства наружного корпуса двигателя включает монолитные секции. Каждая из секций изготовлена из полимерного композиционного материала и содержит продольные ребра и...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002666889
Дата охранного документа: 12.09.2018
+ добавить свой РИД