Использование: в антиобледенительной системе двигателей. Сущность изобретения: устройство снабжено радиатором 9, выполненным в виде системы аксиально расположенных торов, соединенных между собой радиальными стойками с каналами 10, при этом внутренние стенки каналов 10 и торовых полостей 15 снабжены сквозными отверстиями 16с диаметром отверстия, увеличивающимся от периферии к центру симметрии радиатора.3 ил.
СОЮЗ СОВЕТСКИХ
СОЦИАЛИСТИЧЕСКИХ
РЕСПУБЛИК (19) (11) (si)s F 02 С 7/04
ГОСУДАРСТВЕННЫЙ КОМИТЕТ
ПО ИЗОБРЕТЕНИЯМ И ОТКРЫТИЯМ
ПРИ ГКНТ СССР
ОПИСАНИЕ ИЗОБРЕТЕНИЯ
1б
rz
К АВТОРСКОМУ СВИДЕТЕЛЬСТВУ (21) 4805722/06 (22) 26,03.90 (46) 30.09.92. Бюл. ¹ 36 (71) Белорусское управление гражданской авиации (72) А.Е.Баклыков и А.В.Диченков (56) Патент США ¹ 4831819, кл. F 02 С 7/042, опублик. 1989, (54) ВХОДНОЕ УСТРОЙСТВО ТУРБОРЕАКТИВНОГО ДВИГАТЕЛЯ (57) Испол ьзование: в антиобл еде н ител ь ной системе двигателей. Сущность изобретения: устройство снабжено радиатором 9, выполненным в виде системы аксиально расположенных торов, соединенных между собой радиальными стойками с каналами
10, при этом внутренние стенки каналов 10 и торовых полостей 15 снабжены сквозными отверстиями 16 с диаметром отверстия, увеличивающимся от периферии к центру симметрии радиатора. 3 ил, 1765475
55
Изобретение относится к области двигателестроения, в частности к турбореактивным двигателям, и может быть использовано при конструирсвании противообледенительной системы двигателя.
Известна конструкция входного устройства турбореактивного двигателя, содержащая корпус, входной направляющий аппарат с размещенной внутри них антиобледенительной системой, подключенной к источнику обогревающего воздуха двигателя.
Недостаток известной конструкции проявляется в том, что в условиях повышенной влажности и температур от 0 С и ниже возникает вероятность обледения агрегатов самолета, в данном случае двигателя, что приведет к снижению ресурса двигателя и, как показывает практика, может вызвать останов двигателя.
Целью изобретения является снижение вероятности обледенения двигателя, Поставленная цель достигается тем, что конструкция входного устройства турбореактивного двигателя, содержащего корпус, входной направляющий аппарат с размещенной внутри них системой антиобледенения, подключенной к источнику обогревающего воздуха, снабжена радиатором, выполненным в виде аксиально расположенных пустотелых торов, соединенных между собой радиальными стойками с каналами, имеющими на своих поверхностях отверстия с диаметром, увеличивающимся от периферии к центру симметрии радиатора, причем полости торов и каналы подключены к источнику обогревающего воздуха и по- средством отверстий к проточной части двигателя.
На фиг.1 приведена схема воздушной противообледенительной системы; на фиг,2— вид спереди на радиатор; на фиг.3 — сечение
А-А на фиг.2.
Входное устройство турбореактивного двигателя самолета, содержащее корпус 1, лопатки 2, входной направляющий аппарат
3, воздухозаборник 4, двухкаскадный компрессор 5, включающий патрубок 6 отбора воздуха на обогрев воздухозаборника 4, дополнительно снабжено радиатором 9. Внутренние каналы 10 радиатора 9 посредством переходников 11 соединены с коллектором
12, радиатор 9 выполнен в виде системы аксиально расположенных пустотелых торов 13, соединенных между собой радиальными стойками 14 с каналами 10, при этом внутренние стенки каналов 10 и торовых полостей 15 снабжены сквозными эжекционными отверстиями 16 с диаметром отверстий, увеличивающимся от периферии к
40 центру симметрии радиатора. Полости 15 торов 13 и каналы 10 радиатора 9 подключены к источнику обогревающего воздуха— компрессору 5 и посредством отверстий 16 к проточной части 17 корпуса 1 двигателя, Двигатель работает следующим образом.
После запуска двигателя при установившемся режиме работы источника обогревающего воздуха компрессора 5 горячий воздух отбирается из коллектора по воздухопроводам 7, 8, подается в патрубок 6 отбора воздуха на обогрев воздухозаборника
4, из воздухозаборника 4 горячий воздух подается в радиатор 9 через переходники 11 и, проходя через коллектор 12, подается на обогрев лопаток входного аппарата 3. Горячий воздух, проходя через систему аксиально расположенных торов 13 радиатора 9, формируется в них в виде кольцевых аксиально расположенных потоков, которые эжектируются через эжекционные отверстия 16 в форме пространственных цилиндров, Взаимодействие потоков горячего воздуха с набегающим потоком холодного воздуха приводит к перемешиванию потоков и усреднению температуры теплового потока воздуха на входном сечении воздухозаборника 4. В результате такой технологии подачи горячего воздуха на входное сечение воздухозаборника 4 исключается температурный градиент воздушного потока, поступающего на обогрев лопаток входного направляющего аппарата 3, Описанная система смешивания набегающего потока, обладающего высокой степенью влажности и низкой температурой, с горячим воздухом, принудительно подаваемым на входное сечение воздухозаборника
4, позволяет исключить образование кристалликов льда на лопатках компрессора двигателя, т.е. уменьшить обледенение двигателя.
Выполнение радиатора в виде набора аксиально расположенных торовых колец снижает вероятность засасывания в двигатель птиц и других посторонних предметов.
Это происходит вследствие того, что система аксиальных колец и радиальных каналов образуют коническую поверхность, вдоль которой наблюдается как бы скольжение посторонних предметов за пределы двигателя.
Формула изобретения
Входное устройство турбореактивного двигателя, содержащее корпус, входной направляющий аппарат с размещенной внутри них системой антиобледенения, подключенной к источнику обогревающего воздуха, о т л и ч а ю щ е е с я тем, что, с целью снижения обледенения, устройство
1765475
Составитель И, Василенко
Техред M.Ìîðãåíòàë Корректор И, Шулла
Редактор
Заказ 3368 Тираж Подписное
ВНИИПИ Государственного комитета по изобретениям и открытиям при ГКНТ СССР
113035, Москва, Ж-35, Раушская наб„4/5
Производственно-издательский комбинат "Патент", г. Ужгород, ул.Гагарина, 101 снабжено радиатором, выполненным в виде аксиально расположенных пустотелых торов, соединенных между собой радиальными стойками с каналами, имеющими на своих поверхностях отверстия с диаметром, увеличивающимся от периферии к центру симметрии радиатора, причем-полости торов и каналы подключены к источнику обогревающего воздуха и посредством от5 верстий к проточной части двигателя.
www.findpatent.ru
Изобретение относится к области авиации, в частности, к подвеске турбореактивных двигателей. Устройство для подвески турбореактивного двигателя содержит крепления с шарнирно соединенными звеньями. Крепление содержит держатель, имеющий три ветви с проходами, через которые проходит штырь. Штырь ориентирован параллельно направлению, которое является тангенциальным корпусу, и шарнирно присоединен к центральной ветви держателя посредством шарового соединения. Достигается возможность вмещения вентилятора увеличенного диаметра. 5 з.п. ф-лы, 3 ил.
Изобретение относится к устройству для подвески турбореактивного двигателя, в частности, под крылом, и оно относится более конкретно к улучшению крепления между турбореактивным двигателем и пилоном, присоединенным к конструкции самолета. Так называемое "среднее" крепление такого типа более конкретно предназначено для восприятия тяги. В качестве примера такое крепление расположено между передним креплением, присоединенным к корпусу вентилятора, и задним креплением, присоединенным к наружному кожуху выхлопного корпуса.
В двухконтурном турбореактивном двигателе, как описано, например, в FR 2925016, входящий воздух сжимается ротором вентилятора и затем разделяется на два потока, называемых центральным потоком и потоком второго контура, которые являются цилиндрическими и соосными. Поток второго контура течет вокруг двигателя и выбрасывается ниже по потоку для обеспечения большей доли тяги. Центральный поток подвергается сжатию перед тем, как достигает камеры сгорания, где он смешивается с топливом. Смесь сгорает для производства горячих газов, которые питают последовательные ступени турбины, которые приводят в действие компрессор и вентилятор. Центральный поток также впрыскивается в центр потока холодного воздуха для обеспечения некоторой тяги. Отношение расходов потока второго контура и центрального потока называется степенью двухконтурности. Отношение диаметров корпуса вентилятора и корпуса двигателя является важным параметром для достижения высокой степени двухконтурности.
Такой турбореактивный двигатель закреплен посредством конструкции держателя, известной как пилон, например, под крылом.
Когда требуется увеличить степень двухконтурности, необходимо образовать турбореактивный двигатель, в котором вентилятор занимает очень много места. Для того чтобы иметь возможность установки такого турбореактивного двигателя очень большого диаметра, необходимо приблизить ось турбореактивного двигателя к конструкции, которая несет его (обычно к крылу). Следовательно, пространство, доступное для пилона и для присоединения к нему крепления, является маленьким.
В упомянутом выше документе предшествующего уровня техники описано, в частности, изостатическое среднее крепление, которое, как заявлено, обеспечивает "полную защиту", которая подходит для предотвращения отделения турбореактивного двигателя от его пилона. Это среднее крепление содержит, в частности, два звена, которые расположены симметрично с обеих сторон вертикальной средней плоскости между ступицей переднего корпуса и задним креплением или прикреплены непосредственно к пилону, вблизи от заднего крепления.
Эти два звена установлены через шарнирные соединения к вилке, которая сама по себе шарнирно присоединена к основанию, которое прикреплено к заднему креплению или к пилону.
Вилка имеет такую поперечную ширину, что она также может иметь шарнирные соединения с зазором у концов с поперечными удлинениями основания. В случае разрушения звена зазор, существующий между одним из двух удлинений и вилкой, поглощается. Силы перераспределяются и затем проходят через оставшееся звено. Если разрушение происходит в центральном соединении между вилкой и основанием, силу воспринимают оба удлинения. Поэтому крепление заявлено как обеспечивающее "полную защиту", так как разрушение какого-либо элемента ведет к новому распределению путей передачи силы, предотвращая полное разрушение крепления.
Тем не менее, для вмещения увеличенного диаметра вентилятора желательно уменьшить размер такого крепления под пилоном. К тому же в известной системе, как описано в FR 2925016, также необходимо обеспечивать пустое пространство между пилоном и турбореактивным двигателем для обеспечения возможности разборки крепления, так как крепление ориентировано в целом радиально относительно оси двигателя. К тому же это известное крепление является относительно сложным и дорогим.
Изобретение направлено на устранение всех этих проблем.
Более конкретно изобретение, в первую очередь, предоставляет устройство для подвески турбореактивного двигателя самолета, в котором упомянутый турбореактивный двигатель присоединен к пилону, прикрепленному к конструкции самолета посредством шарнирных звеньевых креплений, каждое из которых присоединяет упомянутый пилон к корпусу упомянутого турбореактивного двигателя, причем устройство отличается тем, что упомянутое крепление содержит держатель для штыря, прикрепленный к упомянутому пилону и выполненный из трех, расположенных на расстоянии друг от друга ветвей, имеющих проходы, через которые проходит упомянутый штырь, причем упомянутый держатель штыря прикреплен к упомянутому пилону таким образом, что упомянутый штырь ориентирован в целом параллельно направлению, которое является тангенциальным упомянутому корпусу, тем, что упомянутый штырь шарнирно присоединен посредством шарового соединения к центральной ветви упомянутого держателя, тем, что он проходит через другие две ветви с зазором, и тем, что два упомянутых выше звена расположены симметрично вокруг средней плоскости упомянутого держателя и шарнирно присоединены к упомянутому корпусу и к упомянутому штырю.
Таким образом, факт того, что шарнирная ось крепления с полной защитой теперь ориентирована по существу тангенциально корпусу, позволяет переместить крепление ближе к пилону, при других неизменных вещах, без ухудшения простоты отделения, поскольку штырь может быть снят в поперечном направлении.
К тому же и как объяснено ниже, держатель штыря может быть упрощен, и его стоимость может быть уменьшена посредством применения простой модульной конструкции, причем упомянутый держатель составлен из собранных бок о бок трех частей, которые являются идентичными или по существу идентичными, посредством этого осуществляя упомянутые выше ветви.
Преимущественно каждое звено присоединено непосредственно к упомянутому штырю. Оно может быть присоединено непосредственно к упомянутому штырю с помощью шарового соединения.
В возможном варианте осуществления упомянутое шаровое соединение, обеспечивающее шарнирное присоединение упомянутого звена к упомянутому штырю, расположено вблизи от соответствующего конца штыря и со стороны одной из упомянутых двух других ветвей, которая расположена на удалении от упомянутой центральной ветви упомянутого держателя.
Таким образом, упомянутые другие две ветви, которые обычно не взаимодействуют с элементами крепления, учитывая, что заданный зазор определен между их отверстиями и штырем вилки, позволяют получить необходимое резервирование для восприятия сил в случае разрушения элемента крепления.
К тому же максимальное поперечное сечение меньше, чем в решении предшествующего уровня техники. Наконец, ширина крепления уменьшена, посредством чего для среднего крепления уменьшено сопротивление в потоке холодного воздуха от вентилятора. Обтекатели, окружающие крепление в потоке, также имеют уменьшенный размер. Это служит для увеличения сечения потока второго контура и, следовательно, для увеличения эффективности. Наконец, уменьшен вес системы крепления.
Принцип изобретения применяется, в частности, к среднему креплению, но он может быть применен к другим креплениям, спереди и/или сзади.
Изобретение и его преимущества могут быть лучше поняты из последующего описания варианта осуществления согласно принципу изобретения, данного чисто в качестве примера и выполненного со ссылкой на прилагаемые чертежи, в которых:
- фиг.1 представляет собой вид в вертикальной проекции турбореактивного двигателя, присоединенного к пилону, прикрепленному к самолету, например, установленному под крылом;
- фиг.2 представляет собой детальный вид в перспективе элемента, составляющего держатель крепления, который должен быть прикреплен к пилону; и
- фиг.3 представляет собой вид крепления, за пилоном.
На фиг.1 показан турбореактивный двигатель 11, прикрепленный к пилону 13, который сам прикреплен к самолету (не показан), под крылом, в этом примере. Турбореактивный двигатель прикреплен к пилону через три крепления. Переднее крепление 15 содержит два расположенных на расстоянии друг от друга звена 16, которые являются расходящимися и шарнирно соединены у их концов. Они присоединены между передней частью пилона 13 и наружным кожухом 17 корпуса вентилятора. Заднее крепление 19 также содержит два шарнирно соединенных звена 21 между пилоном 13 и выхлопным корпусом 23. Среднее крепление 25 простирается между передним и задним креплениями. Среднее крепление 15 содержит два звена 30A и 30B, которые присоединены между пилоном 13 и корпусом турбореактивного двигателя и более конкретно в этом примере ступицей 32 промежуточного корпуса, расположенной внутри корпуса вентилятора и держащей переднюю центральную часть турбореактивного двигателя. Изобретение более конкретно описано в этом документе со ссылкой на конструкцию среднего крепления.
Это среднее крепление 25 предназначено для восприятия тяговых усилий. Звенья 30A и 30B подвержены напряжениям при растяжении, когда турбореактивный двигатель работает нормально, и сжатию в случае, если упомянутый турбореактивный двигатель работает с реверсированием тяги.
Согласно изобретению, каждое так называемое "среднее" крепление 25 содержит держатель 37 штыря, прикрепленный к пилону 13 и имеющий вилочный штырь 39, шарнирно присоединенный к нему. Держатель имеет три находящиеся на расстоянии друг от друга ветви 40, 41, 42, имеющие совмещенные проходы 46, через которые проходит упомянутый штырь 39. Упомянутый держатель 37 штыря прикреплен к упомянутому пилону так, что штырь 39 ориентирован в целом параллельно направлению, которое является тангенциальным к упомянутому корпусу и перпендикулярным оси X двигателя. К тому же этот штырь 39 шарнирно присоединен посредством шарового соединения 47 к центральной ветви 40 держателя 37. Он проходит через другие две ветви 41 и 42 с зазором. Два упомянутых выше звена 30A и 30B расположены симметрично относительно средней плоскости P держателя (проходящей через центральную ветвь) и присоединены через шарниры у их соответствующих концов к упомянутому корпусу (ступице 32) и к упомянутому штырю 39.
В примере, показанном на фиг.3, каждое звено 30A, 30B присоединено непосредственно через шаровое соединение 45A, 45B к соответствующему концу штыря 39, то есть у точки снаружи проходов, образованных через две ветви 41 и 42. Также может быть возможным шарнирно присоединять два звена к промежуточной части, образующей вилку, зацепленную на каждой стороне центральной ветви держателя, для получения крепления, которое в целом является более узким в воздушном потоке второго контура.
Как показано, держатель 37 определен с использованием трех частей 50, которые в этом примере в точности идентичны, причем эти части (смотри фиг.2) расположены бок о бок, и каждая из них определяет одну из упомянутых выше ветвей через ее более узкую часть 51. Три расположенные бок о бок части прикреплены к пилону 13 таким образом, что штырь 39 простирается по существу горизонтально и поперечно относительно оси X двигателя и, таким образом, параллельно направлению, которое тангенциально турбореактивному двигателю. Для прикрепления к пилону каждая часть имеет два отверстия 54 для прохождения болтов и одно отверстие 55 для позиционирования посредством штифта, который прикреплен к пилону. Три части 50 присоединены болтами бок о бок к пилону так, что упомянутые три ветви ориентированы по существу радиально к турбореактивному двигателю.
Три части 50 также могут быть присоединены болтами друг к другу поперечно этим отверстиям.
Согласно замечательному признаку, два прохода 46 в двух ветвях 41, 42, расположенных с обеих сторон центральной ветви 40, представляют собой отверстия, которые принимают втулки 57. Эти втулки имеют выбранную толщину, и они установлены в отверстиях так, что они образуют зазор желаемой величины между штырем 39 и каждой из ветвей 41 и 42. Таким образом, зазор может быть отрегулирован посредством подгонки втулок. Чем толще втулки, тем меньше получаемый зазор.
Каждое шаровое соединение 45A, 45B удерживается неподвижно вблизи от соответствующего конца штыря 39 и сбоку от соответствующей одной из других двух ветвей 41 и 42, которое расположено на удалении от упомянутой центральной ветви 40 упомянутого держателя 37.
Более конкретно на фиг.3 можно увидеть, что штырь 39 преимущественно состоит из трубки 60, имеющей два сегмента разных диаметров, которые определяют плечо 61 в центральной части. Плечо 61 образует первый упор для позиционирования шарового соединения 47 центральной ветви, посредством чего штырь 39 шарнирно присоединен относительно держателя 37. Сегмент с меньшим диаметром накрыт в муфте 63, образующей второй упор для позиционирования упомянутого шарового соединения центральной ветви. Трубка 60, упомянутое шаровое соединение 47 и упомянутая муфта 63, в частности, удерживаются собранными друг с другом посредством осевого болтового соединения 65, проходящего вдоль упомянутой трубки 60.
Конец части большего диаметра трубки также имеет плечо 67 для позиционирования шарового соединения 45A, связанного с одним из звеньев. У другого конца шаровое соединение 45B другого звена расположено с упором в конец муфты с одной стороны и в кольцо 68 с другой стороны. Вся эта сборка стабилизирована посредством осевого болтового соединения 60.
Как упомянуто выше, изобретение может быть применено и к другим креплениям, а не только к упомянутому среднему креплению.
1. Устройство для подвески турбореактивного двигателя самолета, в котором упомянутый турбореактивный двигатель присоединен к пилону, прикрепленному к конструкции самолета посредством шарнирных звеньевых креплений, каждое из которых присоединяет упомянутый пилон к корпусу упомянутого турбореактивного двигателя, причем устройство отличается тем, что упомянутое крепление содержит держатель (37) для штыря, прикрепленный к упомянутому пилону и выполненный из трех расположенных на расстоянии друг от друга ветвей (40, 41, 42), имеющих проходы (46), через которые проходит упомянутый штырь (39), причем упомянутый держатель штыря прикреплен к упомянутому пилону таким образом, что упомянутый штырь (39) ориентирован в целом параллельно направлению, которое является тангенциальным упомянутому корпусу, тем, что упомянутый штырь шарнирно присоединен посредством шарового соединения (47) к центральной ветви (40) упомянутого держателя, тем, что он проходит через другие две ветви (41, 42) с зазором, и тем, что два упомянутых выше звена (30A, 30B) расположены симметрично вокруг средней плоскости упомянутого держателя и шарнирно присоединены к упомянутому корпусу и к упомянутому штырю.
2. Устройство по п.1, отличающееся тем, что каждое звено (30A, 30B) присоединено непосредственно к упомянутому штырю с помощью шарового соединения.
3. Устройство по п.2, отличающееся тем, что упомянутое шаровое соединение (45A, 45B), обеспечивающее шарнирное присоединение упомянутого звена к упомянутому штырю, расположено вблизи от соответствующего конца этого штыря и со стороны одной из упомянутых двух других ветвей (41, 42), которая расположена на удалении от упомянутой центральной ветви (40) упомянутого держателя.
4. Устройство по п.1, отличающееся тем, что упомянутый держатель (37) определен с использованием трех по существу одинаковых частей (50), расположенных бок о бок, причем каждая часть образует одну из упомянутых выше ветвей.
5. Устройство по п.1, отличающееся тем, что упомянутые два прохода в двух ветвях, расположенных на каждой стороне центральной ветви, представляют собой отверстия, и тем, что втулки (57) выбранной толщины установлены в этих отверстиях для того, чтобы определять желаемый зазор между штырем и каждой из этих ветвей.
6. Устройство по п.1, отличающееся тем, что упомянутый штырь (39) содержит трубку (60), имеющую два сегмента разных диаметров, определяющих плечо (61) в центральной части, тем, что упомянутое плечо образует первый упор для позиционирования шарового соединения (47) центральной ветви, тем, что сегмент меньшего диаметра накрыт муфтой (63), образующей второй упор для позиционирования упомянутого шарового соединения (47) центральной ветви, причем упомянутая трубка, упомянутое шаровое соединение и упомянутая муфта, в частности, удерживаются собранными друг с другом посредством осевого болтового соединения (65), проходящего через упомянутую трубку.
www.findpatent.ru
Турбореактивный двигатель включает в себя канал для нагревания газового потока, содержащий, по меньшей мере, одно устройство для инжекции топлива в газовый поток, которое содержит открытую камеру с секцией U-образной формы. Секция U-образной формы имеет, по меньшей мере, одну стенку, внутри которой проходят средства инжекции топлива, инжектирующие топливо, по меньшей мере, в одном направлении. В камере имеется рубашка охлаждения вдоль стенки, образующей основу ее секции U-образной формы. Устройство инжекции топлива включает в себя средства защиты, установленные между средствами инжекции топлива и стенкой в направлении инжекции топлива, и защитный экран, помещаемый в отверстие камеры. Средства защиты размещены между стенкой камеры и защитным экраном. Изобретение защищает устройство инжекции топлива, которое находится в очень горячей среде, от тепловых ударов, вызванных инжекцией более холодного топлива на его стенки, и его ожидаемый срок службы, таким образом, увеличивается. 2 н. и 13 з.п. ф-лы, 9 ил.
Изобретение относится к турбореактивному двигателю, который имеет канал для нагревания первичного газового потока с устройством инжекции топлива и средствами защиты для устройства инжекции топлива. Изобретение также относится к устройству инжекции топлива и защитной пластине для упомянутого турбореактивного двигателя.
Турбореактивные двигатели, которые описываются как «двигатели с дожиганием», обычно включают в себя, от входного потока до выходного потока в направлении потока газов, одну или более ступеней компрессора, камеру сгорания, одну или более ступеней турбины, нагревательный канал или канал дожигания и выхлопное сопло. Первичный газовый поток на выходе из ступеней турбины в результате присутствия в нем кислорода обеспечивает чистое горение в нагревательном канале до расширения в выхлопном сопле.
На входе в нагревательный канал стабилизаторы горения проходят радиально в газовом потоке. Они представляют собой секции U-образной формы, причем ответвления формы U ориентированы в направлении вниз по потоку и имеют внутри себя топливный инжектор, инжектирующий топливо в поток газа в направлении вниз по потоку. Топливо воспламеняется, и пламя касается стенок кронштейнов, поскольку форма секции кронштейна создает зону с пониженным давлением. Кольцо стабилизатора пламени, концентричное корпусу канала нагревания, также может быть расположено в газовой струе первичного потока. В результате получается тот же принцип функционирования.
Первичный поток имеет температуру около 950°С. Стенки кронштейнов стабилизаторов пламени, хотя и охлаждаемые рубашкой, в которую подается воздух из вторичного воздушного потока при температуре 200 или 250°С, имеют температуру от 800 до 850°С, в частности, у их задней кромки, в то время как языки пламени, касающиеся кронштейнов, имеют температуру 1700°С. Топливо инжектируется при температуре около 100°С или, более точно, между 50 и 150°С на стенки кронштейна, имеющего температуру 850°С.
Тепловые градиенты, получающиеся в результате такого воздействия, являются очень большими и приводят к деформации кронштейнов, в частности, у их задней кромки. Вследствие этого, их ожидаемый срок службы уменьшается, и это тем более серьезно, поскольку кронштейны в основном изготавливаются из отливок, выполненных из сплавов на основе кобальта, и их трудно заменить. Поэтому стоимость технического обслуживания является очень высокой.
В случае кольцевого устройства инжекции с двумя стенками, образующими камеру, которая открыта выше по потоку и ниже по потоку, согласно патенту США №5179832 предлагается использовать защитную пластину, примыкающую к внешней стенке, на которую инжектируется топливо. Топливо инжектируется трубкой топливного инжектора, отстоящей от внутреннего конца верхней по потоку форсунки камеры. Однако такая защита не является удовлетворительной в случае применения камеры, которая закрыта с верхней по потоку стороны.
Настоящее изобретение направлено на устранение этих недостатков.
В связи с этим согласно изобретению создан турбореактивный двигатель, включающий в себя канал для нагревания газового потока, содержащий, по меньшей мере, одно устройство для инжекции топлива в газовый поток, которое содержит открытую камеру с секцией U-образной формы, имеющую, по меньшей мере, одну стенку, и внутри которой проходят средства инжекции топлива, инжектирующие топливо, по меньшей мере, в одном направлении, характеризующийся тем, что в камере имеется рубашка охлаждения вдоль стенки, образующей основу ее секции U-образной формы, а устройство инжекции топлива включает в себя средства защиты, установленные между средствами инжекции топлива и стенкой в направлении инжекции топлива.
Предпочтительно, средства защиты включают в себя, по меньшей мере, одну пластину.
Предпочтительно, устройство инжекции имеет форму радиального кронштейна.
Преимущественно, средства защиты проходят по всей радиальной высоте кронштейна.
Предпочтительно, средства инжекции топлива включают в себя, по меньшей мере, одну трубку, в которую поступает топливо и которая включает в себя отверстия для инжекции топлива.
Преимущественно, устройство инжекции топлива дополнительно включает в себя защитный экран, помещаемый в отверстие камеры, причем средства защиты размещаются между стенкой камеры и защитным экраном.
В зависимости от варианта осуществления средства инжекции топлива могут быть размещены между стенками, образующими ответвления секции камеры U-образной формы.
В этом случае, предпочтительно, пластина размещается по существу параллельно каждой стенке камеры, образующей ответвления ее секции U-образной формы.
В зависимости от варианта осуществления каждая пластина прикреплена к стенке, которой она по существу параллельна.
Согласно другому варианту осуществления каждая пластина прикреплена к рубашке охлаждения.
Согласно другому варианту осуществления пластина включает в себя секцию U-образной формы и радиальную выемку в центральной части стенки, образующей основу ее секции U-образной формы, которая проскальзывает в часть, образующую направляющую, прикрепленную к рубашке охлаждения.
Изобретение также относится к устройству инжекции топлива для упомянутого выше турбореактивного двигателя.
Кроме того, изобретение относится к защитной пластине для устройства инжекции топлива для вышеупомянутого турбореактивного двигателя.
Изобретение будет лучше понято при прочтении нижеприведенного описания предпочтительного варианта осуществления турбореактивного двигателя согласно изобретению со ссылкой на прилагаемые чертежи, на которых:
фиг.1 - частичный вид в осевом сечении предпочтительно варианта осуществления турбореактивного двигателя согласно изобретению;
фиг.2 - вид в поперечном сечении турбореактивного двигателя по линии А-А с фиг.1;
фиг.3 - вид в увеличенном масштабе области с фиг.1, заключенной в рамку С;
фиг.4 - вид сечения кронштейна стабилизатора пламени по линии В-В с фиг.3;
фиг.5 - вид сечения кронштейна стабилизатора пламени по линии С-С с фиг.4;
фиг.6 - вид в сечении второго варианта осуществления кронштейна стабилизатора пламени турбореактивного двигателя согласно изобретению;
фиг.7 - вид в сечении третьего варианта осуществления кронштейна стабилизатора пламени согласно изобретению;
фиг.8 - схематический чертеж конкретного варианта осуществления защитной пластины кронштейна стабилизатора пламени турбореактивного двигателя согласно изобретению;
фиг.9 - схематический чертеж сечения другого конкретного варианта осуществления защитной пластины кронштейна стабилизатора пламени турбореактивного двигателя согласно изобретению.
Как показано на фиг.1, турбореактивный двигатель 1 согласно настоящему изобретению расположен вдоль оси 1' и включает в себя несколько ступеней 2 компрессора, камеру 3 сгорания, несколько ступеней 4 турбины, нагревательный канал 5 для нагревания первичного потока и выхлопное сопло 6. Границы нагревательного канала 5 ограничены внутренней рубашкой 5', окруженной внешним корпусом 5''. Эти два элемента 5', 5'' образуют между собой проход для охлаждающего воздуха.
На входе в нагревательный канал 5 в радиальном направлении проходят кронштейны 7 топливного инжектора, прикрепленные к внешнему корпусу 5'' и к внутренней рубашке 5' нагревательного канала 5. Функция инжекторов заключается в инжектировании топлива в направлении кронштейнов 8 стабилизаторов пламени, расположенных ниже по потоку в нагревательном канале 5.
Как показано на фиг.2, количество кронштейнов 8 стабилизаторов пламени в данном случае девять, является таким же, что и количество кронштейнов 7 топливных инжекторов, и они смещены в угловом направлении по отношению к последним так, что, если смотреть вид спереди, каждый кронштейн 7 топливного инжектора располагается между двумя смежными кронштейнами 8 стабилизаторов пламени, причем они равноудалены друг от друга. Кронштейны 7 топливных инжекторов в радиальном направлении меньше кронштейнов 8 стабилизаторов пламени.
Вблизи от внутренней рубашки 5' нагревательного канала 5 в нагревательном канале 5 первичного потока кронштейны 8 стабилизаторов пламени поддерживают кольцо 9 стабилизаторов пламени. Это кольцо 9 состоит из множества частей кольца 9', в количестве девяти, которые проходят концентрично к корпусам 5', 5'' нагревательного канала 5 между двумя следующими один за другим кронштейнами 8 стабилизаторов пламени.
Как показано на фиг.3, кронштейн 7 топливного инжектора включает в себя радиальную рубашку 7а охлаждения, проходящую по всей радиальной высоте кронштейна 7, параллельно которой выше по потоку проходит трубка 7b топливного инжектора, в которую подается топливо из внешней части внешнего корпуса 5'' нагревательного канала 5 и которая включает в себя форсунки для распыления топлива. В рубашку 7а охлаждения подается охлаждающий воздух, забираемый из вторичного воздушного потока. Он включает в себя форсунки, которые используются для охлаждения кронштейна 7 воздухом. Кронштейны 7 топливных инжекторов проходят в радиальном направлении под нужными углами к оси 1' турбореактивного двигателя 1.
Кронштейны 8 стабилизаторов пламени проходят радиально, с наклоном в направлении ниже по потоку от своих основ, присоединенных к внешнему корпусу 5'' нагревательного канала 5, относительно перпендикуляра к оси 1' турбореактивного двигателя 1, проходящей в осевой плоскости кронштейна 8. Кронштейн 8 стабилизатора пламени включает в себя открытую камеру, образованную стенками 8', которые могут быть заменены подобным же образом на сплошную стенку 8', в которой содержатся ее различные элементы. Кронштейн стабилизатора пламени включает в себя радиальную охлаждающую рубашку 8а, проходящую по всей радиальной высоте кронштейна 8, параллельно которой в направлении ниже по потоку проходит трубка 8b топливного инжектора, снабжаемая топливом из внешней части внешнего корпуса 5'' и включающая в себя форсунки для инжектирования топлива.
Упрощенная работа турбореактивного двигателя происходит следующим образом. Топливо испаряется посредством трубок 7b топливных инжекторов кронштейнов 7 топливных инжекторов и с помощью трубок 8b топливных инжекторов кронштейнов 8 стабилизаторов пламени. В результате содержания остаточного кислорода в первичном газовом потоке, а также благодаря подаче воздуха из вторичного потока это топливо подвергается горению. Это горение происходит у кронштейнов 8 стабилизаторов пламени, форма которых способствует направлению к пламени этими упомянутыми кронштейнами 8. Это горение, известное как дожигание или повторное нагревание, придает турбореактивному двигателю дополнительный импульс. Этот процесс дожигания хорошо известен специалистам в данной области техники и поэтому не будет здесь описываться более подробно. Далее газ расширяется в нагревательном канале 5 и в выхлопном сопле 6 до его выбрасывания из турбореактивного двигателя 1.
Как показано на фиг.4, внешние стенки 8' кронштейна 8 стабилизатора пламени, образующие его открытую камеру, представляют собой секцию U-образной формы, ответвления которой повернуты в направлении вниз по потоку. Более точно, ответвления U-секции не параллельны, они больше похожи на форму V с округленным основанием, но в оставшейся части документа мы будем говорить о секции U-образной формы. Рубашка 8а охлаждения занимает часть U-образной секции со стороны входного потока, то есть ее закрытую часть. Эта рубашка 8а включает в себя множество форсунок, обычно в количестве девятьсот, с помощью которых воздух вторичного потока, с которым он подается, впрыскивается для охлаждения стенки 8' кронштейна 8. Сразу же со стороны ниже по потоку в центре по отношению к стенкам 8' проходит трубка 8b топливного инжектора. За этой трубкой 8b ниже по потоку располагается защитный экран 8с секции U-образной формы, функция которого заключается в защите трубки 8b топливного инжектора и рубашки 8а охлаждения от пламени на задних кромках стенок 8' кронштейна 8. Этот экран 8с занимает практически все пространство, остающееся между краями стенок 8' кронштейна 8, образующих ответвления его секции U-образной формы.
Защитная пластина 8d проходит между стенками защитного экрана 8с и стенками 8' кронштейна 8. Ее функция заключается в предотвращении прямого воздействия топлива на стенки 8' кронштейна 8, при этом недостатки такого воздействия представлены выше. В варианте осуществления, показанном на фиг.4, кронштейн 8 стабилизатора пламени включает в себя две защитные пластины 8d, проходящие по существу параллельно двум стенкам 8', образующим ответвления секции U-образной формы кронштейна 8, от рубашки 8а охлаждения, не находясь с ней в контакте и образуя близи нее легкий изгиб внутри кронштейна, до задних кромок кронштейна 8. Пластины 8d проходят по всей радиальной высоте кронштейна 8.
Таким образом, топливо, помеченное прерывистыми линиями 10, распыляется из трубки 8b топливного инжектора на защитную пластину 8d топливного инжектора до инжектирования, между упомянутыми пластинами 8d и защитным экраном 8с, за кронштейном 8, где оно воспламеняется.
На фиг.5 показан способ закрепления защитной пластины 8d внутри кронштейна 8. Защитная пластина 8d прикрепляется к стенке 8' кронштейна 8, по отношению к которой она расположена по существу параллельно, с помощью крепежных шпилек 11, проходящих через отверстия, которые предусмотрены для этой цели в пластине 8d и стенке 8'. Для того чтобы сохранять достаточное расстояние между стенкой 8' кронштейна 8 и защитной пластиной 8d, так как это расстояние необходимо для определенной термической независимости между этими двумя элементами и, следовательно, для приемлемой защиты стенки 8' кронштейна 8, между их торцевыми поверхностями вокруг крепежных шпилек 11 вставлены прокладки 12.
Защитный экран 8с прикрепляют к защитной пластине 8d в частях ее стенок, которые соответствуют ответвлениям секции U-образной формы, с помощью тех же крепежных шпилек 11. Такая часть стенки обычно принимает форму пластины, включая выемки 13, в которых просверливаются отверстия для прохождения крепежных шпилек 11. Таким образом, экран 8с прикрепляется шпильками к пластине 8d в месте выемок 13, в то время как большая часть его поверхности удерживается на расстоянии от пластины 8d с тем, чтобы оставлять пространство для прохода топлива 10.
Крепежные шпильки 11 конкретно не оговариваются и будут выбраны по усмотрению инженера.
Благодаря наличию защитных пластин 8d топливо 10, поступающее из трубки 8b, не имеет контакта со стенками 8' кронштейна 8, температура которого очень высокая, и предохраняет их от воздействия чрезмерных температурных градиентов. Оно распыляется на защитные пластины 8d, которые расположены внутри пространства, образованного стенками 8' кронштейна 8, и которые имеют более низкую температуру, в частности, из-за охлаждения, обеспечиваемого рубашкой 8а. Их температура обычно составляет от 600 до 650°С, вместо 850°С для стенок 8' кронштейна 8. Поэтому тепловой градиент, которому они подвергаются, является менее жестким. Пластины 8d могут состоять из любого подходящего для данного случая материала, такого как металл, керамика или элементы керамической матрицы (CMC).
Таким образом, пластины 8d защищают стенки 8' кронштейна 8, поскольку они расположены между трубкой 8b и стенками 8' кронштейна в направлении инжекции топлива. Они претерпевают деформации, но после деформирования их легко заменить или, по меньшей мере, легче, чем стенки 8' кронштейна 8, что приводит к уменьшению эксплуатационных расходов по сравнению с устройствами согласно предшествующему уровню техники.
Другие способы прикрепления и другие формы защитных пластин 8d также могут быть использованы.
Как показано на фиг.6, пластина 8d может прикрепляться непосредственно к рубашке 8а охлаждения. В этом случае кронштейн 8d включает в себя две защитные пластины 8d, проходящие по существу параллельно двум стенкам, образующим ответвления секции U-образной формы кронштейна 8, причем эти две пластины 8d прикрепляют к рубашке 8а охлаждения кронштейна 8 по всей его радиальной высоте в его части, расположенной со стороны ниже по потоку. Крепление может осуществляться с помощью любых средств крепления. Пластины 8d предпочтительно проходят до задних кромок кронштейна 8 по всей его радиальной высоте. Пластины 8d могут прикрепляться либо к рубашке 8а охлаждения, либо к стенкам 8' кронштейна 8 тем же способом, что и, например, ранее. Функционирование кронштейна 8 и защита стенок 8' защитными пластинами 8d подобны тем, которые описаны ранее. Преимущество этого решения заключается в неразрывности между защитными пластинами 8d и рубашкой 8а охлаждения, исключающей все возможные контакты между топливом и стенками 8' кронштейна 8.
Как показано на фиг.7, возможно использовать пластину 8d секции U-образной формы, которая включает в себя радиальную выемку 15 в центральной части стенки, образующей основу ее секции U-образной формы, проходящей от радиальной крайней точки пластины 8d по существу до ее другой радиальной крайней точки. Пластина 8d проскальзывает в часть 14 секции Т-образной формы, прикрепленной к рубашке 8а охлаждения основой Т. Эта часть 14, таким образом, образует направляющую для защитной пластины 8d на уровне ее выемки 15, которая проскальзывает в нее до точки, где ее радиальная крайняя точка без выемки подходит к части 14. Она может быть зафиксирована к части 14. Таким образом, защитная пластина 8d защищает не только стенки 8' кронштейна 8 с помощью стенок, образующих ответвления ее секции U-образной формы, проходящих до задней кромки кронштейна 8, но также и рубашку 8а охлаждения с помощью стенки, образующей основу ее секции U-образной формы, завершаемую стенкой направляющей 14, образующей полосу ее секции Т-образной формы. Работа кронштейна 8 и его защита защитной пластиной 8d во всем остальном достаточно сравнима с тем, что было описано ранее. Преимущество данного способа осуществления защитной пластины 8d заключается в том, что ее легко заменить, простым движением в сторону в направляющей 14. Кроме того, пластина 8d имеет форму одной единой детали для защиты всех стенок 8' кронштейна 8.
Для того чтобы увеличить ее ожидаемый срок службы, защитная пластина 8d в ее месте со стороны выходного потока близко к задней кромке кронштейна 8 может иметь другую форму, отличную от формы простой пластины, независимо от всей ее формы.
Как показано на фиг.8, ниже по потоку торцевая стенка защитной пластины 8d может включать в себя щели 16, которые используются для поглощения деформаций, которым подвергается пластина 8d. Эти щели 16 могут, там где нужно, заканчиваться кольцевыми выемками 17 на своих концах со стороны выше по потоку, что позволяет тогда выдерживать даже большие деформации частей пластины 8d, расположенных между двумя щелями 16.
Согласно другой форме осуществления стенки пластины 8d могут представлять собой, в их торцовых частях со стороны ниже по потоку или даже вдоль всей длины стенок, которые по существу параллельны стенке 8' кронштейна 8, стенку гофрированной формы, которую можно видеть в поперечном сечении по отношению к основной плоскости стенки, что позволяет поглощать деформации, связанные с тепловыми градиентами. Фактически этот вид гофрированной формы, как правило, является результатом деформаций, и возможность выполнить это заранее позволяет до некоторой степени создать предварительные напряжения в пластине 8d.
Изобретение было описано относительно устройства инжекции топлива в первичный газовый поток, которое представляет собой радиальный кронштейн но, само собой разумеется, изобретение применяется для всех типов устройств инжекции топлива в первичный газовый поток и, в частности, для кольца.
1. Турбореактивный двигатель, включающий в себя канал для нагревания газового потока, содержащий, по меньшей мере, одно устройство для инжекции топлива в газовый поток, которое содержит открытую камеру с секцией U-образной формы, имеющую, по меньшей мере, одну стенку, и внутри которой проходят средства инжекции топлива, инжектирующие топливо, по меньшей мере, в одном направлении, причем в камере имеется рубашка охлаждения вдоль стенки, образующей основу ее секции U-образной формы, отличающийся тем, что устройство инжекции топлива включает в себя средства защиты, установленные между средствами инжекции топлива и стенкой в направлении инжекции топлива, и защитный экран, помещаемый в отверстие камеры, при этом средства защиты размещаются между стенкой камеры и защитным экраном.
2. Турбореактивный двигатель по п.1, отличающийся тем, что средства защиты включают в себя, по меньшей мере, одну пластину.
3. Турбореактивный двигатель по п.2, отличающийся тем, что пластина содержит щели.
4. Турбореактивный двигатель по п.2, отличающийся тем, что пластина включает в себя часть гофрированной стенки.
5. Турбореактивный двигатель по п.1, отличающийся тем, что устройство инжекции имеет форму радиального кронштейна.
6. Турбореактивный двигатель по п.5, отличающийся тем, что средства защиты проходят по всей радиальной высоте кронштейна.
7. Турбореактивный двигатель по п.1, отличающийся тем, что средства инжекции топлива включают в себя, по меньшей мере, одну трубку, в которую поступает топливо и которая включает в себя форсунки для инжекции топлива.
8. Турбореактивный двигатель по п.1, отличающийся тем, что средства инжекции топлива размещены между стенками, образующими ответвления секции камеры U-образной формы.
9. Турбореактивный двигатель по п.1, отличающийся тем, что средства защиты включают в себя, по меньшей мере, одну пластину, при этом средства инжекции топлива размещены между стенками, образующими ответвления секции камеры U -образной формы.
10. Турбореактивный двигатель по п.9, отличающийся тем, что пластина размещается, по существу, параллельно каждой стенке камеры, образующей ответвления ее секции U-образной формы.
11. Турбореактивный двигатель по п.10, отличающийся тем, что каждая пластина прикреплена к стенке, которой она, по существу, параллельна.
12. Турбореактивный двигатель по п.10 или 11, отличающийся тем, что каждая пластина прикреплена к рубашке охлаждения.
13. Турбореактивный двигатель по п.9, отличающийся тем, что пластина включает в себя секцию U-образной формы и радиальную выемку в центральной части стенки, образующей основу ее секции U-образной формы, которая проскальзывает в часть, образующую направляющую, прикрепленную к рубашке охлаждения.
14. Турбореактивный двигатель по п.1, отличающийся тем, что устройство инжекции имеет форму кольца.
15. Устройство инжекции топлива для турбореактивного двигателя по п.1.
www.findpatent.ru
Изобретение относится к турбореактивным двухконтурным двигателям и может быть использовано в авиационной промышленности. Реверсивное устройство турбореактивного двигателя включает подвижный обтекатель, перекрывающие створки, установленные со стороны наружного воздушного канала в двигателе, силовой каркас, выполненный в виде основной секции с отклоняющими решетками и разъемом. Устройство также содержит дополнительную секцию, установленную в разъеме основной секции силового каркаса и образующую с основной секцией жесткую замкнутую кольцевую конструкцию. Дополнительная секция выполнена в виде рамки или нескольких отдельных поперечных элементов и прикреплена к основной секции силового каркаса болтовым соединением. Основная или дополнительная секция силового каркаса выполнена с элементами фиксации для крепления на пилоне крыла самолета. Ширина разъема основной секции силового каркаса выполнена на 10…100 мм больше ширины пилона крыла самолета. Изобретение позволяет повысить надежность работы и эксплуатационную технологичность реверсивного устройства за счет обеспечения возможности доступа к газогенератору, съема реверсивного устройства без съема двигателя, съема двигателя без съема реверсивного устройства, а также возможности съема и транспортировки двигателя совместно с реверсивным устройством. 2 з.п. ф-лы, 10 ил.
Изобретение относится к турбореактивным двухконтурным двигателям и может быть использовано в авиационной промышленности.
Известно реверсивное устройство, в котором имеются неподвижный каркас и подвижный обтекатель с уплотнительными элементами между ними, поворотные створки, шарнирно соединенные двухзвенным рычажным механизмом с неподвижным каркасом и с контактными площадками (патент RU №1563310, F02K 1/68, опубл. 15.05.1994).
Недостатком известной конструкции является отсутствие удобного доступа к газогенератору двигателя и сложный съем реверсивного устройства вследствие того, что отсутствуют быстроразъемные замки, а элементы реверсивного устройства выполнены кольцевыми и неразборными.
Известна конструкция мотогондолы, в которой с целью обеспечения доступа к газогенератору сдвигается назад хвостовая часть, расположенная непосредственно за реверсивным устройством (патент RU №2135397, B64D 29/06, опубл. 27.08.1999).
Недостатком известной конструкции является то, что из-за неподвижности реверсивного устройства затруднен доступ к газогенератору, кроме того, сдвигаемая часть крепится за внутреннюю обшивку канала наружного контура, в результате чего в наружном контуре установлены стойки, вызывающие дополнительные потери при обтекании воздухом.
Также известно реверсивное устройство, в котором сдвигается наружная часть реверсивного устройства, кроме отклоняющих поток решеток (патент FR №2911372, F02K 1/72, опубл. 18.07.2008).
Недостатком известной конструкции является то, что неподвижные решетки осложняют работы с газогенератором, кроме того, проблематична установка перекрывающих створок реверсивного устройства вследствие того, что известные схемы перекрывающих створок для конструкций с решетчатыми реверсивными устройствами имеют крепление за переднюю неподвижную часть (или внутреннюю обшивку), которая не сдвигается.
Наиболее близким к заявляемому является реверсивное устройство, представляющее из себя две конструкции, первая из которых сдвигается относительно другой для перекладки на режиме обратной тяги и обратно на режим прямой тяги, а вторая сдвигается вместе с первой для проведения обслуживания (патент US №7484356, F02K 3/02, опубл. 03.02.2009). При этом реверсивное устройство включает подвижный обтекатель, перекрывающие створки, установленные со стороны наружного воздушного канала в двигателе, силовой каркас, выполненный в виде основной секции с отклоняющими решетками и разъемом.
Недостатком известной конструкции, принятой за прототип, является то, что сдвигаемая конструкция, включающая подвижный обтекатель и решетки, крепится одновременно и к пилону, и к двигателю. Известно, что двигатель в процессе работы перемещается на некоторую величину совместно с установленным на нем реверсивным устройством относительно пилона крыла. Такое крепление может вызвать механическое воздействие на конструкцию реверсивного устройства от элементов пилона крыла и даже привести к поломке реверсивного устройства.
Техническим результатом заявленного изобретения является повышение надежности работы и эксплуатационной технологичности реверсивного устройства за счет обеспечения возможности доступа к газогенератору, съема реверсивного устройства без съема двигателя, съема двигателя без съема реверсивного устройства, а также возможности съема и транспортировки двигателя совместно с реверсивным устройством.
Заявленный технический результат достигается тем, что реверсивное устройство турбореактивного двигателя, включающее подвижный обтекатель, перекрывающие створки, установленные со стороны наружного воздушного канала в двигателе, силовой каркас, выполненный в виде основной секции с отклоняющими решетками и разъемом, содержит дополнительную секцию, установленную в разъеме основной секции силового каркаса и образующую с основной секцией жесткую замкнутую кольцевую конструкцию, при этом дополнительная секция выполнена в виде рамки или нескольких отдельных поперечных элементов и прикреплена к основной секции силового каркаса болтовым соединением.
Основная или дополнительная секция силового каркаса выполнена с элементами фиксации на пилоне крыла самолета, преимущественно для закрепления со стороны створок мотогондолы и со стороны наружного сопла двигателя.
Ширина разъема основной секции силового каркаса выполнена на 10…100 мм больше ширины пилона крыла самолета.
Установка в разъеме основной секции силового каркаса дополнительной секции, образующей с основной секцией жесткую замкнутую кольцевую конструкцию и выполненной в виде рамки или нескольких отдельных поперечных элементов, позволяет исключить необходимость крепления основной секции каркаса с решетками за элементы пилона крыла, что исключает воздействие пилона на конструкцию мотогондолы при работе двигателя и его перемещениях относительно пилона крыла, что в целом повышает надежность работы реверсивного устройства. Наличие дополнительной секции силового каркаса позволяет осуществлять съем двигателя с пилона и его транспортировку как совместно с реверсивным устройством, так и без него.
Крепление дополнительной секции к основной секции силового каркаса болтовым соединением позволяет отсоединять секцию с решетками, подвижным обтекателем и всеми имеющимися в конструкции направляющими от дополнительной секции (поперечных балок), что позволяет дополнительно повысить эксплуатационную технологичность всей конструкции.
Установка в верхней части основной или дополнительной секций силового каркаса специальных элементов для фиксации на пилоне крыла, по меньшей мере, в двух местах, преимущественно со стороны створок мотогондолы и со стороны наружного сопла двигателя, дает возможность при проведении техобслуживания сдвигать часть силового каркаса вместе с подвижным обтекателем вдоль оси двигателя, что также позволяет повысить эксплуатационную технологичность реверсивного устройства.
Выполнение ширины разъема основной секции силового каркаса на 10…100 мм больше ширины пилона крыла исключает повреждение деталей об элементы пилона, что повышает надежность реверсивного устройства. При увеличении ширины разъема >100 мм уменьшается пространство для установки отклоняющих решеток.
На фиг.1 изображен внешний вид реверсивного устройства авиационного двигателя на прямой тяге.
На фиг.2 - внешний вид реверсивного устройства авиационного двигателя на режиме реверсирования тяги.
На фиг.3 - внешний вид реверсивного устройства авиационного двигателя при обслуживании.
На фиг.4 - продольный разрез реверсивного устройства на прямой тяге.
На фиг.5 - продольный разрез реверсивного устройства на режиме реверсирования тяги.
На фиг.6 - элемент I на фиг.4 в увеличенном виде.
На фиг.7 - силовой каркас реверсивного устройства.
На фиг.8 - элемент II на фиг.7 в увеличенном виде.
На фиг.9 - дополнительная секция силового каркаса.
На фиг.10 - внешний вид реверсивного устройства без дополнительной секции.
Реверсивное устройство 1 двухконтурного турбореактивного двигателя 2 находится в задней части двигателя за створками мотогондолы 3 и совмещено с наружным соплом двигателя 2. Реверсивное устройство 1 состоит из подвижного обтекателя 4, основной секции 5 силового каркаса 6 с отклоняющими решетками 7, перекрывающих створок 8, установленных со стороны наружного воздушного канала 9 в двигателе, дополнительной секции 10 силового каркаса 6. Подвижный обтекатель 4 состоит из двух корпусов: наружного 11 и внутреннего 12, соединенных между собой в зоне наружного сопла. В передней части подвижного обтекателя 4 имеется площадка для организации герметичного уплотнения воздушного канала 9 в режиме прямой тяги. Подвижный обтекатель 4 выполнен в форме разомкнутого цилиндра. Такая форма обусловлена тем, чтобы при сдвигании обтекателя 4 он мог проходить по обе стороны от пилона 13 крыла самолета с необходимым зазором. Основная секция 5 силового каркаса 6 с отклоняющими решетками 7 содержит в себе передний шпангоут 14 в виде незамкнутого кольца, задний шпангоут 15 также в виде незамкнутого кольца. Между шпангоутами 14 и 15 расположены жестко установленные отклоняющие решетки 7. На шпангоутах 14 и 15 силового каркаса 6 установлены от 3-х до 8-ми направляющих элементов 16 для возможности перемещения подвижного обтекателя 4. Элементы 16 придают дополнительную жесткость силовому каркасу 6. На каркасе 6 выполнены также направляющие элементы 17 для сдвигания каркаса при проведении обслуживания. На переднем шпангоуте 14 со стороны расположения решеток 7 установлен эластичный элемент 18 для организации герметичного уплотнения воздушного канала 9. Ширина разъема С основной секции 5 силового каркаса 6 выполнена на 10…100 мм больше ширины пилона 13 крыла самолета. Основная секция 5 силового каркаса 6 соединяется с дополнительной секцией 10 болтовым соединением 19 и образует с ней замкнутую цилиндрической формы конструкцию, обладающую жесткостью, необходимой для надежной работы конструкции. Реверсивное устройство 1 крепится на двигателе 2 быстроразъемным замком 20, соединяющим фланец переднего шпангоута 14 и фланец 21 двигателя. На передней части подвижного обтекателя 4 со стороны воздушного канала 9 шарнирными соединениями 22 установлены створки 8 реверсивного устройства, соединенные двухзвенным рычажным механизмом 23 с передним шпангоутом 14. Двухзвенный механизм 23 состоит из переднего 24 и заднего 25 рычагов по потоку воздуха 26. Передний рычаг 24 соединен с передним шпангоутом 14 шарнирным соединением 27, задний рычаг 25 соединен с передним рычагом 24 шарнирным соединением 28 и со створкой 8 шарнирным соединением 29. Створка 8 и задний рычаг 25 выполнены с контактными площадками 30 и 31 соответственно, по которым они контактируют при раскрытии реверсивного устройства 1.
Основная секция 5 или дополнительная секция 10 силового каркаса 6 в верхней своей части имеет специальные элементы 32 фиксации для крепления на пилоне 13 крыла самолета, минимум в двух местах, преимущественно со стороны створок мотогондолы 3 и со стороны наружного сопла двигателя 2.
Реверсивное устройство турбореактивного двигателя работает следующим образом.
При работе на режиме прямой тяги подвижный обтекатель 4 расположен передней кромкой внутреннего корпуса 12 вблизи эластичного элемента 18 с обеспечением герметичного уплотнения. Двухзвенный рычажный механизм 23 находится в сложенном положении и не создает препятствий потоку 26. Основная секция 5 силового каркаса 6 с решетками 7 и с подвижным обтекателем 4 соединена с дополнительной секцией 10 и представляет собой жесткую замкнутую кольцевую конструкцию.
При перекладке на режим обратной тяги подвижный обтекатель 4 смещается по направляющим 16 силового каркаса 6 по направлению потока 26, двухзвенный рычажный механизм 23 раскладывается, створки 8 перекрывают воздушный канал 9 и одновременно открывают отклоняющие решетки 7 для прохождения воздушного потока 26 и создания обратной тяги.
При необходимости проведения технических работ и доступа к двигателю силовой каркас 6, состоящий из основной секции 5 и дополнительной секции 10, фиксируется в верхней своей части на пилоне 13 крыла самолета специальными элементами 32, расположенными на основной секции 5 или дополнительной секции 10 (см. фиг.9), быстроразъемный замок 20 открывается, отсоединяя передний шпангоут 14 основной секции 5 силового каркаса 6. После этого основная секция 5 силового каркаса 6 с отклоняющими решетками 7 и с подвижным обтекателем 4 смещается в сторону сопла по направляющим 17 силового каркаса 6 и создает пространство 33 (см. фиг.3) для работы с двигателем, а двигатель 2 при необходимости может быть снят без реверсивного устройства 1.
При необходимости съема реверсивного устройства 1 разбирается болтовое соединение 19, после чего реверсивное устройство 1 может быть снято, а дополнительная секция 10 (или отдельные поперечные балки) при транспортировке реверсивного устройства 1 может использоваться как технологический элемент для фиксации незамкнутой части конструкции.
При необходимости снятия двигателя 2 совместно с реверсивным устройством 1 разъединяются места подвески двигателя, и двигатель 2 снимается. Силовой каркас 6 и быстроразъемное соединение замком 20 обеспечивают целостность конструкции двигателя 2 и реверсивного устройства 1 при транспортировке.
1. Реверсивное устройство турбореактивного двигателя, включающее подвижный обтекатель, перекрывающие створки, установленные со стороны наружного воздушного канала в двигателе, силовой каркас, выполненный в виде основной секции с отклоняющими решетками и разъемом, отличающееся тем, что содержит дополнительную секцию, установленную в разъеме основной секции силового каркаса и образующую с основной секцией жесткую замкнутую кольцевую конструкцию, при этом дополнительная секция выполнена в виде рамки или нескольких отдельных поперечных элементов и прикреплена к основной секции силового каркаса болтовым соединением.
2. Реверсивное устройство по п.1, отличающееся тем, что основная или дополнительная секция силового каркаса выполнена с элементами фиксации на пилоне крыла самолета преимущественно для закрепления со стороны створок мотогондолы и со стороны наружного сопла двигателя.
3. Реверсивное устройство по п.1, отличающееся тем, что ширина разъема основной секции силового каркаса выполнена на 10... 100 мм больше ширины пилона крыла самолета.
www.findpatent.ru
