Двухконтурный турбореактивный двигатель

 

Использование: в авиадвигателестроении. Сущность изобретения: снижение общего сопротивления протекающего по второму контуру воздуха и снижение массы направляющих лопаток достигается выполнением хвостовиков направляющих лопаток в виде профиля, спрямляющего закрученный вентилятором поток воздуха второго контура и с открытыми во второй контур каналами пропуска охлаждающего воздуха, что приводит к уменьшению потерь. 1 з.п. ф-лы, 3 ил.

Изобретение относится к конструкции ДТРД, направляющие лопатки компрессоров которых охлаждаются воздухом второго контура.

Известна конструкция ДТРД [1].

Недостатком конструкции является пониженный к.п.д. работы компрессоров, работающих без промежуточного охлаждения воздуха в процесс сжатия.

Известна также конструкция ДТРД [2], у которой в процессе сжатия воздух первого контура охлаждается через направляющие лопатки, хвостовики которых заведены во второй контур. Перенос тепла осуществляется промежуточным теплоносителем, размещенным во внутренней герметичной полости направляющих лопаток. Однако, и эта конструкция не - лишена недостатков, основными из которых являются дополнительные потери напора воздуха во втором контуре при обтекании хвостовиков, а также необходимость размещения дополнительной массы промежуточного теплоносителя.

Изобретение направлено на устранение указанных недостатков.

Указанная цель достигается тем, что у ДТРД, содержащего вентилятор и расположенные в первом контуре компрессора высокого и низкого давления направляющие лопатки, имеющие размещенные во втором контуре хвостовики, хвостовики направляющих лопаток выполнены в виде профиля, спрямляющего закрученный вентилятором поток воздуха второго контура и с открытыми во второй контур каналами для пропуска охлаждающего воздуха.

На фиг. 1 изображен продольный разрез компрессора; на фиг. 2 - вид А фиг. 1; на фиг. 3 - сечение Б-Б фиг. 1 Конструкция ДТРД состоит из компрессора первого контура, включающего барабан 1 с рабочими лопатками 2, между которыми расположены направляющие лопатки 3, закрепленные одним из известных способов на корпусе 4 и внешнего корпуса 5, в котором размещен вентилятор 6.

Работает конструкция следующим образом. В процессе сжатия воздуха в компрессоре выделяется тепло, которое отводится направляющими лопатками 3 во второй контур. Отвод тепла осуществляется непосредственной вентиляцией воздуха второго контура через внутренние каналы лопатки (фиг. 3). Хвостовики лопатки 3, выходящие во второй контур, спрямляют закрученный вентилятором поток воздуха, что позволяет снизить суммарное сопротивление протекающего по контуру воздуха (фиг. 2).

Источники информации, принятые во внимание: "Теория и расчет воздушно-реактивных двигателей", под ред. С.М. Шляхтенко, М., "Машиностроение ", 1987, с. 43, 291.

Формула изобретения

1. Двухконтурный турбореактивный двигатель, содержащий вентилятор, расположенные в первом контуре компрессора высокого и низкого давления с направляющими лопатками, имеющими размещенные во втором контуре хвостовики, отличающийся тем, что хвостовики направляющих лопаток выполнены в виде профиля, спрямляющего закрученный вентилятором поток воздуха второго контура.

2. Двигатель по п.1, отличающийся тем, что хвостовики направляющих лопаток выполнены с открытыми во второй контур каналами для пропуска охлаждающего воздуха.

РИСУНКИ

Рисунок 1, Рисунок 2, Рисунок 3



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к турбореактивным двигателям малой тяги

Изобретение относится к авиадвигателестроению и может быть использовано в авиационных газотурбинных двигателях

Изобретение относится к авиационному двигателестроению

Изобретение относится к газотурбостроению, в частности к турбореактивным двигателям с вентилятором в кольцевом обтекателе

Изобретение относится к двигателестроению, в частности к авиадвигателестроению

Изобретение относится к холодильной технике, в частности к воздушным турбохолодильным установкам

Изобретение относится к области авиадвигателестроения

Изобретение относится к авиадвигателестроению

Изобретение относится к области авиационных двигателей, преимущественно гражданского назначения, а также для использования в качестве силовых установок на самолетах военно-транспортной авиации

Изобретение относится к области авиационного моторостроения, преимущественно к области испытания двухконтурных газотурбинных двигателей (ТРДД)

Изобретение относится к области авиационного двигателестроения, в частности, к снижению уровня инфракрасного излучения (ИКИ) турбореактивных двигателей (ТРД) в заднюю полусферу самолета

Изобретение относится к области авиадвигателестроения, а именно к устройствам подавления шума турбовентиляторных авиационных двигателей

Двухконтурный турбореактивный двигатель

Наверх