RU21423U1

RU21423U1 - GAS-TURBINE ENGINE DISCONTINUOUS SYSTEM

Info

Publication number: RU21423U1
Application number: RU2001123843/20U
Authority: RU
Inventors: В.Г. Костогрыз; В.И. Кузнецов; Д.Д. Шпаковский
Original assignee: Открытое акционерное общество Омское моторостроительное конструкторское бюро
Priority date: 2001-08-27
Filing date: 2001-08-27
Publication date: 2002-01-20

Description

2001123S432001123S43

Противообледенигельная система газотурбинного двигателяGas turbine engine anti-icing system

II

Предлагаемая полезная модель относится к авиационной технике, а более конкретно к конструкции противообледенительных систем газотурбинного двигателя (ГТД).The proposed utility model relates to aircraft, and more specifically to the design of anti-icing systems for a gas turbine engine (GTE).

Известен ГТД (патент США №5029440, кл. F02C 7/047, 07.09.91 г,), содержащий полую лопатку спрямляющего аппгфата воздухозаборника и акустическое устройство для защиты от обледенения, в котором лопатка содержит один входной канал и один выходной, разделенные стенкой с отверстиями, размеры которых таковы, что эти отверстия настроены на определенную частоту; обеспечивающую вибрацию лопатки за счет подачи газа под давлением. Недостатком указанной защиты от обледенения является наличие источника подачи газа под давлением.Known gas turbine engine (US patent No. 5029440, class F02C 7/047, 09/07/91 g), containing a hollow blade straightening appgfata air intake and an acoustic device for protection against icing, in which the blade contains one input channel and one output, separated by a wall with holes whose dimensions are such that these holes are tuned to a specific frequency; providing blade vibration by supplying gas under pressure. The disadvantage of this protection against icing is the presence of a gas supply under pressure.

Известна выбранная за прототип противообледенительная система ГТД (книга «Противообледенительные системы летательных аппаратов, МЛ 967 г. под редакцией к.т.н. Р.Х. Тешпцева), содержащая обтекатель, лопатки входного направляющего (ВНА), стойки или любое сочетание указанных элементов и воздущно-тепловое устройство зшцшы от обледенения.Known for the prototype de-icing system GTD (book "De-icing systems for aircraft, ML 967, edited by Ph.D. R.Kh. Teshptsev), containing a fairing, input guide vanes (VNA), racks or any combination of these elements is known and air-heat device icing.

Недостатком щ)ототипа является отбор рабочего тела из проточной части двигателя, который приводит к падению мощности двигателя, росту удельного расхода топлива, увеличивает вес и усложняет конструкцию НОС.The disadvantage of the oty) type is the selection of the working fluid from the engine flow path, which leads to a drop in engine power, an increase in specific fuel consumption, increases weight and complicates the design of the nose.

Задачей полезной модели является улучщить основные параметры двигателя; уменьщить потери мощности, понизив удельный расход топлива, упростив конструкцию ПОС.The objective of the utility model is to improve the basic parameters of the engine; reduce power loss by lowering specific fuel consumption by simplifying the design of the PIC.

Ноставленная задача рещается тем, что противообледенительная система ГТД имеет обтекатель, с внутренней стороны которого закреплено множество тупиковых полостей полукруглого, коробчатого или другого сечения, направленных к центру обтекателя и не имеющих выходные отверстия, а входные отверстия расположены на за1фугленной части обтекателя, передние поThe assigned task is solved by the fact that the GTE de-icing system has a fairing, on the inside of which there are fixed many dead-end cavities of a semicircular, box-shaped or other section, directed to the center of the fairing and not having outlet openings, and the inlet openings are located on the charred part of the fairing

F02C 71047F02C 71047

направлению воздушного потока кромки имеют горгоонтальный скос и ниже задней кромки.The edges of the airflow direction have a horizontal bevel and below the trailing edge.

На фигуре 1 юображен обтекатель двигателя на фигуре 2 изображено поперечное сечение обтекателя с полукруглыми тупиковыми полостями, на фигуре 3 изображено продольное сечение входного отверстия.Figure 1 shows the engine cowling; Figure 2 shows a cross section of a cowl with semicircular blind cavities; Figure 3 shows a longitudinal section of the inlet.

Противообледенительная система ГТД содержит обтекатель I с тупиковыми полостями 2, образованными полутрубками 3 или коробчатой конструкцией, изогнутыми вдоль обтекателя и герметично соединенными с ним, расположенными закрытой частью 4 к центру обтекателя 1. Открыгый вход 5 тупиковой полости 2 расположен на закругленной части обтекателя 1, имеет горизонтальный скос 6 в передней части по направлению потока воздуха, а передняя кромка открытого входа 3 ниже его задней части.The GTE de-icing system comprises a fairing I with dead ends 2 formed by half tubes 3 or a box-shaped structure, curved along the fairing and hermetically connected to it, located by the closed part 4 to the center of the fairing 1. The open entrance 5 of the dead ends 2 is located on the rounded part of the fairing 1, has horizontal bevel 6 in the front part in the direction of air flow, and the front edge of the open entrance 3 below its rear part.

В процессе работы противообледенительной системы нагрев обтекателя 1 происходит за счет воздуха в тупиковых полостях 2 из-за резонансных jcoлебаний давлений при взаимодействии с набегающим потоком через входные отверстия 5. Интенсивные колебания давления воздуха в тупиковых полостях 2 сопровождаются ростом энгропии и необратимым выделением тепла.During the operation of the anti-icing system, the fairing 1 is heated due to air in the blind cavities 2 due to resonant pressure fluctuations during interaction with the incoming flow through the inlet 5. Intensive fluctuations in air pressure in the blind cavities 2 are accompanied by an increase in entropy and irreversible heat.

Закрытый конец 4 тупиковой полости 2 расположен в зоне оледенения в передней части обтекателя 1. Длина тупиковой полости 2 отсчитываемая по поверхности обтекателя 1 от точки пересечения продольной оси обтекателя с его поверхностью до входного отверстия полости должна минимум на 1/3 превосходить длину, отсчитываемую от той же точки обтекателя до границы зоны оледенения, расположенной на его поверхности. Расстояние между двумя соседними тупиковыми полостями в зоне оледенения на обгекателе не должно превышать половины эквивалентного диаметра тупиковой полости в поперечном сечении.The closed end 4 of the blind cavity 2 is located in the glaciation zone in the front part of the fairing 1. The length of the deadlock cavity 2 measured on the surface of the fairing 1 from the point of intersection of the longitudinal axis of the fairing with its surface to the inlet of the cavity should be at least 1/3 greater than the length measured from that the same point of the fairing to the border of the glaciation zone located on its surface. The distance between two adjacent dead-end cavities in the glacier zone on the fairing should not exceed half the equivalent diameter of the dead-end cavity in cross section.

Простота гфотивообледенительной системы газотурбинного двигателя, расположенного в обтекателе двигателя, позволяет обогревать обтекатель без дополнительных обычных систем обогрева при низкой себестоимости. Описанная конструкция ПОС позволяет снизить удельный расход топлива и вес двигателя.The simplicity of the gas-turbine icing system located in the engine cowling allows the cowling to be heated without additional conventional heating systems at low cost. The described PIC design allows to reduce specific fuel consumption and engine weight.

/гЗ/ gz

Claims

An anti-icing system for a gas turbine engine, comprising an air intake with a fairing surface that is subject to icing, air channels located close to this surface, characterized in that deadlock semicircular, box-shaped or other sections are fixed on the inside of the fairing, directed towards the center of the fairing and not having outlet openings, but inlets are located on the rounded portion of the fairing, the front edges in the direction of air flow have a horizontal bevel below days of edge.