Турбовентиляторный двигатель с предохладителем

Изобретение относится к области авиации, более конкретно к турбовентиляторному двигателю, оборудованному пред охладителем. Двигатель для летательного аппарата содержит полую гондолу (1), снабженную воздухозаборником (2) спереди и реактивным соплом (3) сзади, центральный генератор (6) горячего потока, вентилятор (8), находящийся впереди центрального генератора (6) и способный формировать холодный поток (9) для газотурбинного двигателя. Двигатель также содержит наружный обтекатель (4) и внутренний обтекатель (10), окружающий центральный генератор (6). Упомянутые наружный и внутренний обтекатели формируют между ними канал (13) вентилятора кольцевого поперечного сечения для холодного потока (9). А также двигатель содержит предохладитель (18, 31, 38), принимающий струю горячего воздуха (19), отведенного из центрального генератора (6), и струю холодного воздуха, отведенного из холодного потока (9), с тем чтобы формировать струю охлаждаемого горячего воздуха (22), предназначенного для выполнения функций на борту летательного аппарата, таких как кондиционирование воздуха или борьба с обледенением. Предохладитель содержит, по меньшей мере, одну выпускную трубку (12), расположенную в камере (12) и присоединяющую предохладитель (18, 31, 38) к, по меньшей мере, одному выпускному отверстию (26), сделанному в внутреннем обтекателе (10), там где реактивное сопло (3) выходит из гондолы (1), и являющемуся обращенным вверх, приблизительно к крылу (16). Технический результат заключается в улучшении аэродинамических характеристик летательного аппарата и увеличении срока службы двигателя. 9 з.п. ф-лы, 5 ил.

 

Настоящее изобретение относится к двухконтурному газотурбинному двигателю, оснащенному предохладителем.

Известно, что на борту летательного аппарата необходимо иметь горячий воздух для выполнения определенных функций, таких как кондиционирование воздуха в кабине и пассажирском салоне или борьба с обледенением определенных частей летательного аппарата.

Также известно, что этот горячий воздух отбирается из турбореактивных двигателей и должен значительно охлаждаться перед тем, как может использоваться. Чтобы делать это, предусмотрен теплообменник, таковой в целом является известным как предохладитель, в котором горячий воздух, отведенный из центрального генератора турбореактивного двигателя, охлаждается холодным воздухом из канала вентилятора.

Конечно, во время этого процесса теплообмена, не только горячий воздух, отведенный из центрального генератора, охлаждается холодным воздухом из канала вентилятора, но также и этот холодный воздух нагревается упомянутым горячим воздухом. Поэтому необходимо выпускать этот нагреваемый холодный, воздух наружу.

Вообще, этот нагреваемый холодный воздух выпускается наружу в верхней части пилона подвески двигателя перед кромкой атаки конструкции крыла, и это приводит к турбулентности и аэродинамическим возмущениям, которые повышают аэродинамическое сопротивление летательного аппарата.

Чтобы избежать этого недостатка, в патентном документе US-A-5 729 969 предложено осуществлять выпуск нагреваемого холодного воздуха в камеру с кольцевым поперечным сечением, сформированную между центральным генератором горячего потока и внутренним обтекателем канала вентилятора, такая камера, в этом случае, оборудована, по меньшей мере, одним сбросным отверстием, направленным в упомянутый холодный поток. Однако компоновка, такая как эта, влечет за собой риск нарушения терморегулирования генератора горячего потока, а потому ускорение износа газотурбинного двигателя.

Цель настоящего изобретения состоит в том, чтобы устранить недостатки предшествующего уровня техники.

Для этих целей, согласно изобретению, двухконтурный газотурбинный двигатель для летательного аппарата, содержащий:

- полую гондолу по продольной оси, снабженную воздухозаборником спереди и реактивным соплом сзади;

- центральный генератор горячего потока, расположенный в осевом направлении в упомянутой гондоле;

- вентилятор, расположенный в упомянутой гондоле, находящийся впереди упомянутого центрального генератора и способный формировать холодный поток для упомянутого газотурбинного двигателя;

- наружный обтекатель, поддерживаемый изнутри упомянутой гондолой, и внутренний обтекатель, окружающий упомянутый центральный генератор, упомянутые наружный и внутренний обтекатели формируют между ними канал вентилятора кольцевого поперечного сечения для упомянутого холодного потока, упомянутый внутренний обтекатель устанавливает границы, с упомянутым центральным генератором, камеры кольцевого поперечного сечения, окружающей упомянутый центральный генератор; и

- предохладитель, принимающий струю горячего воздуха, отведенного из упомянутого центрального генератора, и струю холодного воздуха, отведенного из упомянутого холодного потока, с тем чтобы формировать струю охлаждаемого горячего воздуха, предназначенного для выполнения функций на борту летательного аппарата, таких как кондиционирование воздуха или борьба с обледенением, упомянутый предохладитель одновременно формирует струю нагреваемого холодного воздуха,

характеризуется тем, что для того, чтобы выпускать упомянутую струю нагреваемого холодного воздуха, он содержит, по меньшей мере, одну выпускную трубку, расположенную в упомянутой камере и присоединяющую упомянутый предохладитель к, по меньшей мере, одному выпускному отверстию, сделанному в упомянутом внутреннем обтекателе, там, где упомянутое реакционное сопло выходит из гондолы, и являющемуся обращенным вверх, по меньшей мере, приблизительно к упомянутому крылу.

Таким образом, в силу настоящего изобретения упомянутый нагреваемый холодный воздух выпускается в упомянутый холодный поток на выходе из упомянутого газотурбинного двигателя - а потому без вызова турбулентности и аэродинамических возмущений и без возмущения упомянутого холодного потока внутри канала вентилятора - наряду с тем, что, одновременно, является изолированным от атмосферы в упомянутой камере упомянутой выпускной трубкой - а потому без нарушения терморегулирования упомянутого центрального генератора горячего потока.

Кроме того, следует отметить, что упомянутое выпускное отверстие, таким образом, лежит в верхней области газотурбинного двигателя, которое умышленно лишено какого бы то ни было оборудования, с тем чтобы предохранять любое пламя в газотурбинном двигателе от распространения на крыло летательного аппарата через упомянутый пилон подвески. Поэтому для упомянутой выпускной трубки является полезным вмещаться, по меньшей мере, частично в верхнюю часть упомянутой камеры. Также следует отметить, что расположение упомянутой выпускной трубки нагреваемого холодного воздуха в верхней области упомянутого газотурбинного двигателя не приводит к обострению ситуации в случае возгорания газотурбинного двигателя. В любом случае, эта выпускная трубка преимущественно может быть сделана из жаростойкого материала, способного выдерживать высокие температуры, например, керамики, упомянутого газотурбинного двигателя.

Обычным образом, упомянутый предохладитель также может быть расположен в верхней части упомянутого газотурбинного двигателя. Однако в силу упомянутой выпускной трубки, он может быть установлен в корпусе в многочисленных других разных местоположениях упомянутого газотурбинного двигателя.

Например, известным образом, упомянутый предохладитель может быть расположен в канале вентилятора. В таком случае он может быть погружен в холодный поток из вентилятора и испытывать прямое действие этого потока. В качестве, альтернативы - может быть предусмотрен ковшовый воздухозаборник, несущий некоторое количество упомянутого холодного потока в упомянутый предохладитель. Эта альтернативная форма особенно полезна, так как она предоставляет возможность регулировочному клапану располагаться между упомянутым ковшовым воздухозаборником и упомянутым предохладителем, так что температура струи охлаждаемого горячего воздуха может регулироваться, по меньшей мере, частично, регулированием всасывания холодного воздуха в предохладитель.

В еще одном варианте осуществления упомянутый предохладитель может быть расположен в упомянутой камере, окружающей центральный генератор. В этом случае для того, чтобы переносить струю холодного воздуха в упомянутый предохладитель, предусмотрена, по меньшей мере, одна отводная трубка, которая является расположенной, по меньшей мере частично, в упомянутой камере и присоединяет упомянутый предохладитель к, по меньшей мере, одному отводному отверстию, одно отводное отверстие сделано в упомянутом внутреннем обтекателе. В таком случае упомянутому отводному отверстию полезно быть оборудованным ковшовым воздухозаборником для отведения холодного воздуха из упомянутого холодного потока.

Вариант осуществления, такой как этот, имеет преимущество в том, что регулировочный клапан может быть установлен на упомянутой отводной трубке, чтобы предоставлять возможность, по меньшей мере частичного, регулирования температуры струи горячего воздуха, охлаждаемого введением холодного воздуха, в упомянутый предохладитель.

Прилагаемые чертежи облегчают понимание, каким образом может быть осуществлено изобретение. На этих чертежах идентичные ссылочные номера обозначают элементы, которые являются подобными.

Фиг.1 - в схематическом осевом сечении первый вариант осуществления двухконтурного газотурбинного двигателя согласно настоящему изобретению;

фиг.2 - схематически и в перспективе показывает примерный вариант осуществления предохладителя для газотурбинного двигателя по фиг.1.

фиг.3 и 4 - на видах, подобных фиг.1, две альтернативные разновидности варианта осуществления газотурбинного двигателя согласно настоящему изобретению.

фиг.5 - схематически и в перспективе показывает примерный вариант осуществления предохладителя для газотурбинных двигателей по фиг.3 и 4.

Двухконтурный газотурбинный двигатель, показанный каждой из фиг.1, 3 и 4, содержит полую гондолу 1 по продольной оси L-L, снабженную воздухозаборником 2 спереди и реактивным соплом 3 сзади. Упомянутая полая гондола 1 несет внутри обтекатель 4, предпочтительно, по меньшей мере частично, покрытый звукопоглощающими покрытиями 5, предназначенными для снижения внутренних шумов упомянутого газотурбинного двигателя.

Внутри полой гондолы 1 расположены:

центральный генератор 6 горячего потока, содержащий, известным образом, компрессоры низкого давления и высокого давления, камеру сгорания и турбины низкого давления и высокого давления, и который формирует осевой горячий поток 7 упомянутого газотурбинного двигателя;

- вентилятор 8, расположенный впереди упомянутого центрального генератора 6 и формирующий холодный поток 9 для упомянутого газотурбинного двигателя; и

- внутренний обтекатель 10, окружающий упомянутый центральный генератор 6 и формирующий, между собой и кожухом 11 этого генератора, камеру 12 кольцевого поперечного сечения, окружающую упомянутый генератор.

Внутренний обтекатель 10 и обтекатель 4, наружный по отношению к нему, между ними, формируют канал 13 вентилятора кольцевого поперечного сечения, окружающий центральный генератор 6, и через который протекает холодный поток 9.

Между внутренним обтекателем 10 и центральным генератором 6 сформированы, в передней части, кольцевая щель 14 воздухозаборника, а в задней части - кольцевая щель 15 выпуска воздуха. Таким образом, камера 12 может протягиваться струей холодного воздуха f, отведенного из холодного потока 9 через переднюю щель 14, и выпускаемого в горячий поток 7 через заднюю щель 15, эта струя холодного воздуха f обеспечивает регулирование температуры для центрального генератора 6.

Кроме того, обычным образом, гондола 1 поддерживается крылом 16 летательного аппарата (это крыло изображено частично) посредством пилона 17 подвески.

В варианте осуществления изобретения, который проиллюстрирован на фиг.1, предусмотрен предохладитель 18, который расположен в верхней части 13S канала 13 вентилятора. Предохладитель 18 снабжается горячим воздухом 19, из центрального генератора 6, трубкой 20, на которой есть клапан 21 регулирования горячего воздуха. Охлаждаемый горячий воздух 22, выработанный предохладителем 18, отправляется в пользовательское оборудование (не изображено) через трубку 23, которая проходит через пилон 17 подвески и может быть снабжена регулировочным клапаном 23V. Что касается этой части, нагреваемый холодный воздух 24, вырабатываемый предохладителем 18, выпускается в холодный поток 9 через выпускное отверстие выпускной трубки 25, расположенной в камере 12 кольцевого поперечного сечения и присоединяющей предохладитель 18 к выпускному отверстию 26, сделанному во внутреннем обтекателе 10 позади реактивного сопла 3, и являющемуся обращенным вверх, по меньшей мере, приблизительно к крылу 16 и пилону 17, то есть в верхней части упомянутого внутреннего обтекателя 10.

Трубка 25 сделана из жаростойкого материала, способного выдерживать высокие температуры, например, из керамики, и предпочтительно полностью расположена в верхней части 12S камеры 12.

Предохладитель 18 может иметь известную конструкцию, изображенную на фиг.2. В примере варианта осуществления по этой фиг.2 предохладитель 18 содержит набор 27 трубок обменника, которые совместно снабжаются горячим воздухом 19 по трубке 20 и которые охлаждаются холодным потоком 9, проходящим через упомянутый набор 27. Упомянутые трубки обменника совместно присоединены к трубке 23, через которую протекает струя охлаждаемого горячего воздуха 22.

Набор трубок 27 обменника, например, имеет форму форштевня корабля и заблокирован в задней части перегородкой 28, с тем чтобы формировать полость 29, подвергаемую проникновению той частью холодного потока 9, которая прошла через упомянутый набор 27 и была нагрета его трубками обменника для формирования струи нагреваемого холодного воздуха 24. Трубка 25 для выпуска струи 24 сообщается с полостью 29 через ее проем 30, так что она может нести упомянутую струю 24, вплоть до отверстия 26, через верхнюю часть 12S камеры 12.

В варианте осуществления изобретения, проиллюстрированном на фиг.3, опять представлены все элементы, которые имеют ссылочные номера с 1 по 12, 12S, 13S, с 13 по 17, с 19 по 26 и 23V и которые были описаны выше со ссылкой на фиг.1. Однако по сравнению с вариантом осуществления по последней фиг.5, предохладитель 18 был замещен предохладителем 31, примерный вариант осуществления которого проиллюстрирован на фиг.5. В дополнение - на стороне вентилятора 8 есть ковшовый воздухозаборник, способный отводить некоторое количество холодного потока 9 и переносить его в предохладитель 31 по трубке 33, снабженной регулировочным клапаном 34.

В примере по фиг.5 предохладитель 31 содержит набор трубок 35 обменника, которые совместно снабжаются горячим воздухом 19 по трубке 20 и которые охлаждаются той частью холодного потока 9, которая захватывается ковшовым воздухозаборником 32 и переносится трубкой 33. Упомянутые трубки обменника набора 35 совместно присоединены к трубке 23, через которую протекает струя охлаждаемого горячего воздуха 22.

Набор трубок 35 обменника формирует одну стенку замкнутого пространства 36, подвергаемого проникновению упомянутой частью холодного потока 9, захваченной ковшовым воздухозаборником 32, которая прошла через упомянутый набор 35 и формирует упомянутую струю нагреваемого холодного воздуха 24. Трубка 25 для выпуска струи 24 сообщается с замкнутым пространством 36 через его проем 37, так что она может нести упомянутую струю 24/ вплоть до сопла 26, через верхнюю часть 12S камеры 12.

В варианте осуществления изобретения, представленном на фиг.4, вновь представлены все элементы, имеющие ссылочные номера с 1 по 12, 12S, 13S, с 13 по 17, 19, 20, и с 22 no 26, и которые были описаны со ссылкой на фиг.1. В этом варианте осуществления клапаны 21 и 23V были опущены, хотя они могли бы присутствовать. В дополнение - по сравнению с вариантом осуществления по этой фиг.1, предохладитель 18, вмещенный в верхнюю часть 13S канала 13 вентилятора, был замещен предохладителем 38, вмещенным в верхнюю часть 12S камеры 12. Этот предохладитель может иметь тип, подобный предохладителю 31 по фиг.5.

Отводная трубка 39, расположенная в верхней части 12S камеры 12, присоединяет предохладитель 38 к отводному отверстию 40, сделанному в верхней части внутреннего обтекателя 10. Упомянутое отводное отверстие 40 снабжено ковшовым воздухозаборником 41. Таким образом, часть холодного потока 9, захваченная отверстием 40 и ковшовым воздухозаборником 41, переносится в предохладитель 38 для охлаждения горячего воздуха 19 и формирует струю охлаждаемого горячего воздуха 22 и струю нагреваемого холодного воздуха 24. Последняя выпускается из предохладителя 38 через трубку 25, которая несет ее к отверстию 26.

Регулировочный клапан 42 установлен на отводной трубке 39 для регулировки забора холодного воздуха, а потому температуры струи охлаждаемого горячего воздуха 22.

1. Двухконтурный газотурбинный двигатель для летательного аппарата, упомянутый газотурбинный двигатель является подвешенным к крылу (16) этого летательного аппарата посредством пилона (17) подвески и содержит полую гондолу (1) по продольной оси (L-L), снабженную воздухозаборником (2) спереди и реактивным соплом (3) сзади, центральный генератор (6) горячего потока, расположенный в осевом направлении в упомянутой гондоле (1), вентилятор (8), расположенный в упомянутой гондоле (1), находящийся впереди упомянутого центрального генератора (6) и способный формировать холодный поток (9) для упомянутого газотурбинного двигателя, наружный обтекатель (4), поддерживаемый изнутри упомянутой гондолой (1), и внутренний обтекатель (10), окружающий упомянутый центральный генератор (6), упомянутые наружный и внутренний обтекатели формируют между ними канал (13) вентилятора кольцевого поперечного сечения для упомянутого холодного потока (9), упомянутый внутренний обтекатель (10) устанавливает границы с упомянутым центральным генератором (6) камеры (12) кольцевого поперечного сечения, окружающей упомянутый центральный генератор (6), и предохладитель (18, 31, 38), принимающий струю горячего воздуха (19), отведенного из упомянутого центрального генератора (6), и струю холодного воздуха, отведенного из упомянутого холодного потока (9), с тем, чтобы формировать струю охлаждаемого горячего воздуха (22), предназначенного для выполнения функций на борту летательного аппарата, таких, как кондиционирование воздуха или борьба с обледенением, упомянутый предохладитель одновременно формирует струю нагреваемого холодного воздуха (24), в котором для того, чтобы выпускать упомянутую струю нагреваемого холодного воздуха (24), он содержит, по меньшей мере, одну выпускную трубку (25), расположенную в упомянутой камере (12) и присоединяющую упомянутый предохладитель (18, 31, 38) к, по меньшей мере, одному выпускному отверстию (26), сделанному в упомянутом внутреннем обтекателе (10) там, где упомянутое реактивное сопло (3) выходит из гондолы (1), и являющемуся обращенным вверх, по меньшей мере, приблизительно к упомянутому крылу (16).

2. Газотурбинный двигатель по п.1, в котором упомянутая выпускная трубка (25), по меньшей мере, большей частью расположена в верхней части (12S) упомянутой камеры (12).

3. Газотурбинный двигатель по п.1, в котором упомянутая выпускная трубка (25) сделана из жаростойкого материала, способного выдерживать высокие температуры.

4. Газотурбинный двигатель по п.1, в котором упомянутый предохладитель (18, 31) расположен в упомянутом канале (13) вентилятора.

5. Газотурбинный двигатель по п.4, в котором упомянутый предохладитель (18) подвергается непосредственному воздействию упомянутого холодного потока (9) и регулировочный клапан (21) предусмотрен в трубе (20), несущей упомянутую струю горячего воздуха (19) в упомянутый предохладитель (18).

6. Газотурбинный двигатель по п.4, в котором ковшовый воздухозаборник (32) предусмотрен для переноса некоторой части упомянутого холодного потока (9) в упомянутый предохладитель (31) и регулировочный клапан (34) предусмотрен между упомянутым ковшовым воздухозаборником (32) и предохладителем (31).

7. Газотурбинный двигатель по п.1, в котором упомянутый предохладитель (38) расположен в упомянутой камере (12), окружающей упомянутый центральный генератор (6).

8. Газотурбинный двигатель по п.7, в котором, для того чтобы переносить струю холодного воздуха в упомянутый предохладитель (38), имеется, по меньшей мере, одна отводная трубка (39), расположенная, по меньшей мере, частично в упомянутой камере (12) и присоединяющая упомянутый предохладитель (38) к, по меньшей мере, одному отводному отверстию (40), сделанному в упомянутом внутреннем обтекателе (10).

9. Газотурбинный двигатель по п.8, в котором упомянутое отводное отверстие (40) снабжено ковшовым воздухозаборником (41).

10. Газотурбинный двигатель по п.8, в котором регулировочный клапан (42) предусмотрен в упомянутой отводной трубке (39).



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к оборудованию летательных аппаратов. .

Изобретение относится к летательным аппаратам авиации общего назначения. .

Изобретение относится к области авиации. .

Изобретение относится к специальной области оборудования и может быть использовано при охлаждении бортового радиоэлектронного оборудования (БРЭО) летательных аппаратов (ЛА), предназначенных для длительных (крейсерских) полетов со сверхзвуковой скоростью полета.

Изобретение относится к охлаждающим системам, применяемым для охлаждения тепловыделяющих устройств в воздушном судне. .

Изобретение относится к области регулирования температуры воздуха, подаваемого в пассажирское воздушное судно, кабина которого подразделена на множество зон, каждая из которых снабжается воздухом, подаваемым из ее собственной питающей магистрали.

Изобретение относится к области регулирования температуры воздуха, подаваемого в кабину пассажирского воздушного судна, кабина которого разделена на несколько зон, индивидуально снабжаемых регулируемым по температуре воздухом.

Изобретение относится к системам производства технологического воздуха, в частности, для летательных аппаратов. .

Изобретение относится к охлаждающим системам для охлаждения теплопроизводящих устройств в воздушном судне. .

Изобретение относится к системам кондиционирования воздуха в грузовом отсеке или кабине воздушного судна. .

Изобретение относится к области транспортного машиностроения, в частности к способам и устройствам кондиционирования воздуха в кабине воздушного судна

Изобретение относится к размещению двигательной установки на летательном аппарате

Изобретение относится к авиационной наземной технике и предназначено для обеспечения требуемых параметров в салонах летательных аппаратов при их подготовке к полетам

Изобретение относится к авиационной технике, а именно к системам охлаждения бортовой аппаратуры автономных оптико-электронных устройств, выполненных в виде отдельных модулей и расположенных вне авиационного носителя

Изобретение относится к области авиации, более конкретно к турбовентиляторному двигателю, оборудованному пред охладителем

Наверх