RU2316666C1

RU2316666C1 - Superhigh by-pass ratio turbojet engine

Info

Publication number: RU2316666C1
Application number: RU2006111012/06A
Authority: RU
Inventors: Валерий Алексеевич Кузнецов (RU); Валерий Алексеевич Кузнецов; Александр Адольфович Пожаринский (RU); Александр Адольфович Пожаринский
Original assignee: Открытое акционерное общество "Авиадвигатель"
Priority date: 2006-04-05
Filing date: 2006-04-05
Publication date: 2008-02-10
Also published as: RU2006111012A

Abstract

FIELD: aircraft industry.

SUBSTANCE: proposed superhigh by-pass ratio turbojet engine is provided with ring member arranged in lower part of outer pod in direction of flow made movable in axial direction, and conical central fairing arranged radially inside pod. Fairing is made on its outer surface of length L with angle of cone generatrix α=15-25° at outlet of nozzle of outer circuit with smooth transition to angle β=0-15° at fairing cut at L/l=0.5-2.5 where l is axial displacement of ring member of outer pod.

EFFECT: reduced overall dimensions, weight and increased efficiency of turbojet engine.

2 dwg

Description

Изобретение относится к турбореактивным двигателям сверхвысокой степени двухконтурности авиационного применения.The invention relates to turbojet engines of an ultrahigh bypass ratio for aviation applications.

Известен турбореактивный двигатель сверхвысокой степени двухконтурности с нерегулируемым по площади соплом на выходе из двигателя (С.А.Вьюнов "Конструкция и проектирование авиационных газотурбинных двигателей", стр.548, рис.13.3).A well-known turbojet engine with an ultrahigh bypass ratio with an area-uncontrolled nozzle at the exit of the engine (S. A. Vyunov “Design and Design of Aircraft Gas Turbine Engines”, p. 548, Fig. 13.3).

Недостатком известной конструкции является повышенная температура газа перед турбиной на взлетном режиме и увеличенный расход топлива из-за пониженного КПД вентилятора на крейсерском режиме в связи с большим расслоением линий рабочих режимов в земных и высотных условиях на характеристике вентилятора.A disadvantage of the known design is the increased gas temperature in front of the turbine in the take-off mode and increased fuel consumption due to the reduced fan efficiency in the cruise mode due to the large stratification of the operating mode lines in terrestrial and high-altitude conditions on the fan characteristic.

Наиболее близким к заявляемому по технической сущности является турбореактивный двигатель сверхвысокой степени двухконтурности с регулируемым по площади соплом наружного контура, с расположенным в нижней по течению части внешней гондолы подвижным в осевом направлении кольцевым элементом и размещенным радиально внутри гондолы коническим центральным обтекателем (патент WO №9612881 А1, F02K 1/09).Closest to the claimed technical essence is an ultrahigh bypass turbojet engine with an area contour nozzle of the external contour, with an axially movable annular element located in the downstream part of the external nacelle and a conical central fairing radially placed inside the nacelle (patent WO No. 9612881 A1 , F02K 1/09).

Недостатками известной конструкции, принятой за прототип, являются увеличенные осевые габариты и вес регулируемого по площади сопла и турбореактивного двигателя в целом из-за увеличенной величины перемещения в осевом направлении кольцевого подвижного элемента при регулировании проходной площади сопла наружного контура.The disadvantages of the known design adopted for the prototype are the increased axial dimensions and weight of the nozzle and the turbojet engine, which is adjustable in area, due to the increased displacement in the axial direction of the annular movable element when adjusting the nozzle passage area of the outer contour.

Техническая задача, на решение которой направлено заявляемое изобретение, заключается в снижении осевых габаритов, веса и в повышении КПД турбореактивного двигателя сверхвысокой степени двухконтурности за счет профилирования наружной поверхности конического центрального обтекателя.The technical problem to be solved by the claimed invention is directed is to reduce axial dimensions, weight and increase the efficiency of an ultrahigh bypass turbojet engine by profiling the outer surface of the conical central fairing.

Сущность технического решения заключается в том, что в турбореактивном двигателе сверхвысокой степени двухконтурности с расположенным в нижней по течению части внешней гондолы подвижным в осевом направлении кольцевым элементом и размещенным радиально внутри гондолы коническим центральным обтекателем, согласно изобретению обтекатель выполнен по его наружной поверхности на длине L с углом образующей конуса α=15°-25° на выходе из сопла наружного контура с плавным переходом к углу β=0-15° на срезе обтекателя, причем L/l=0,5-2,5, где: l - величина осевого перемещения кольцевого элемента внешней гондолы.The essence of the technical solution lies in the fact that in a turbojet engine with an ultrahigh bypass degree with an axially movable annular element located in the downstream part of the external nacelle and a conical central fairing radially placed inside the nacelle, according to the invention, the fairing is made on its outer surface for a length L s the angle of the generatrix of the cone α = 15 ° -25 ° at the exit of the nozzle of the outer contour with a smooth transition to the angle β = 0-15 ° at the section of the fairing, with L / l = 0.5-2.5, where: l is the value of Vågå moving annular element external of the nacelle.

Увеличение угла образующей конуса α обтекателя на выходе из сопла наружного контура способствует уменьшению осевого перемещения подвижного кольцевого элемента внешней гондолы, что способствует снижению осевых габаритов и веса турбореактивного двигателя, однако излишнее увеличение угла α может привести к отрыву потока и, как следствие, к повышению потерь тяги сопла наружного контура с соответствующим повышением удельного расхода топлива двухконтурного турбореактивного двигателя.An increase in the angle of the generatrix of the cone α of the fairing at the exit of the nozzle of the outer contour helps to reduce the axial displacement of the movable annular element of the external nacelle, which helps to reduce the axial dimensions and weight of the turbojet engine, however, an excessive increase in the angle α can lead to separation of the flow and, consequently, to increase losses thrust nozzles of the external circuit with a corresponding increase in the specific fuel consumption of a dual-circuit turbojet engine.

При α<15° - возрастает вес и осевые габариты двухконтурного турбореактивного двигателя сверхвысокой степени двухконтурности, а при α>25° - возрастают гидравлические потери тяги из сопла наружного контура.At α <15 ° - the weight and axial dimensions of the dual-circuit turbojet engine of an ultrahigh bypass ratio increase, and at α> 25 ° - the hydraulic loss of thrust from the nozzle of the external circuit increases.

Для снижения потерь тяги сопла наружного контура угол образующей конуса наружной поверхности центрального обтекателя изменяется вниз по течению потока от α=15-25° до β=0-15°.To reduce the thrust loss of the nozzle of the outer contour, the angle of the generatrix of the cone of the outer surface of the central fairing changes downstream from α = 15-25 ° to β = 0-15 °.

При β<0° увеличивается осевая длина двигателя и потери тяги сопла внутреннего контура.At β <0 °, the axial length of the engine and the loss of thrust of the nozzle of the inner loop increase.

При β>15° возрастают гидравлические потери тяги сопла наружного контура.At β> 15 °, the hydraulic losses of the thrust of the nozzle of the external circuit increase.

На фиг.1 изображен продольный разрез турбореактивного двигателя сверхвысокой степени двухконтурности.Figure 1 shows a longitudinal section of a turbojet engine of an ultrahigh bypass ratio.

На фиг.2 - элемент l на фиг.1 в увеличенном виде.Figure 2 - element l in figure 1 in an enlarged view.

Турбореактивный двигатель 1 сверхвысокой степени двухконтурности состоит из вентилятора 2, канала наружного контура 3 с установленным на выходе регулируемым по площади соплом 4 наружного контура и канала внутреннего контура 5 с размещенными в нем компрессором низкого давления 6, компрессором высокого давления 7, камерой сгорания 8, турбиной высокого давления 9, турбиной низкого давления 10 и соплом внутреннего контура 11. Канал наружного контура 3 ограничен с внешней стороны гондолой 12, в нижней по течению потока воздуха 13 части которой расположен подвижный в осевом направлении кольцевой элемент 14 сопла 4, который при своем осевом перемещении на величину l может занимать крайние положения 15 и 16 с минимальной проходной площадью сопла F₁ и с максимальной проходной площадью сопла F₂ соответственно. Радиально кольцевому элементу 14 на выходе из сопла 4 расположен конический центральный обтекатель 17, который по наружной поверхности 18 на выходе из сопла 4 наружного контура 3 выполнен на длине L с углом образующей конуса α с плавным переходом к углу β на срезе обтекателя внутреннего контура 17.An ultrahigh bypass turbojet engine 1 consists of a fan 2, an external circuit channel 3 with an output nozzle 4 of the external circuit and an internal circuit channel 5 installed at the outlet, with a low-pressure compressor 6, a high-pressure compressor 7, a combustion chamber 8, and a turbine high pressure 9, low pressure turbine 10 and the nozzle of the inner circuit 11. The channel of the outer circuit 3 is bounded on the outside by a nacelle 12, in the lower part of the air stream 13 of which An axially movable annular element 14 of the nozzle 4 is provided, which, when axially displaced by an amount l, can occupy extreme positions 15 and 16 with a minimum nozzle passage area F ₁ and a maximum nozzle passage area F _2, respectively. A radially annular element 14 at the exit of the nozzle 4 is a conical central fairing 17, which is made on the outer surface 18 at the exit of the nozzle 4 of the outer loop 3 at a length L with the angle of the generatrix of the cone α with a smooth transition to the angle β at the cut of the fairing of the inner loop 17.

Работает устройство следующим образом. При работе турбореактивного двигателя сверхвысокой степени двухконтурности 1 на взлетном режиме сопло 4 наружного контура 3 максимально открыто и занимает положение 16 с максимальной площадью F₂, что увеличивает КПД вентилятора и снижает температуру газа перед турбиной высокого давления 9. С увеличением скорости полета, при переходе на крейсерский режим, сопло 4 наружного контура 3 закрывается и подвижный кольцевой элемент 14 перемещается в расположение 15 с минимальной площадью F₁, что способствует повышению КПД вентилятора 2 и снижению удельного расхода топлива двигателя 1. Из-за увеличенного угла α образующей конуса на участке L обтекателя 17 величина осевого перемещения l кольцевого элемента 14 минимальна, что способствует уменьшению веса и осевых габаритов двигателя 1. Благодаря плавному переходу от угла образующей конуса α=15-25° на выходе из сопла наружного контура 4 к углу β=0-15° на срезе обтекателя 17 потери тяги сопла 4 минимальны, что способствует повышению КПД двигателя 1.The device operates as follows. When the turbojet engine of ultrahigh bypass ratio 1 is in take-off mode, the nozzle 4 of the external circuit 3 is maximally open and occupies position 16 with a maximum area of F ₂ , which increases the efficiency of the fan and reduces the gas temperature in front of the high-pressure turbine 9. With an increase in flight speed, when switching to cruising mode, the nozzle 4 of the outer circuit 3 closes and the movable ring element 14 moves to a location 15 with minimum area F _1, thereby increasing the fan efficiency and reduce sp 2 the total fuel consumption of the engine 1. Due to the increased angle α of the generatrix of the cone in the area L of the fairing 17, the value of the axial displacement l of the ring element 14 is minimal, which helps to reduce the weight and axial dimensions of the engine 1. Due to the smooth transition from the angle of the generatrix of the cone α = 15-25 ° at the exit from the nozzle of the outer loop 4 to the angle β = 0-15 ° at the cut of the fairing 17, the loss of thrust of the nozzle 4 is minimal, which increases the efficiency of the engine 1.

Claims

An ultrahigh bypass turbojet engine with an axially movable annular element located in the downstream part of the external nacelle and arranged conically by a central radial radial inside the nacelle, characterized in that the radome is made along its outer surface at a length L with a cone angle α = 15- 25 ° at the exit of the nozzle of the external circuit with a smooth transition to the angle β = 0-15 ° at the section of the fairing, with L / l = 0.5-2.5, where l is the axial displacement of the annular element of the external nacelle.