ДВУХКОНТУРНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ
DOUBLE-FLOW ENGINE

Изобретение относится к двухконтурным газотурбинным двигателям авиационного применения.
Известен двухконтурный двухвальный газотурбинный двигатель высокой степени двухконтурности, в котором за рабочим колесом вентилятора расположен силовой корпус, силовые стойки которого совмещены со спрямляющими лопатками вентилятора, (патент US №6708482, МПК: F01D 25/16, 25/28, 5/06).
Недостатком известной конструкции является низкий коэффициент полезного действия вентилятора и двигателя в целом из-за больших гидравлических потерь закрученного воздушного потока между рабочим колесом вентилятора и силовым корпусом.
Наиболее близким к заявляемому является двухконтурный двухвальный газотурбинный двигатель, в котором между рабочим колесом вентилятора и силовым разделительным корпусом установлен спрямляющий аппарат, расположенный над корпусом компрессора низкого давления с разделителем потоков воздуха (патент RU №2176333, МПК: F04D 27/02).
Недостатком известной конструкции, принятой за прототип, является низкий коэффициент полезного действия и пониженная надежность из-за повышенного гидравлического сопротивления разделителя потоков воздуха между наружным и внутренним контурами двухконтурного двигателя, а также ухудшенная эксплуатационная технологичность из-за невозможности замены первых рабочих лопаток компрессора низкого давления на крыле самолета.
Технический результат заявляемого изобретения заключается в повышении надежности и экономичности двухконтурного двигателя за счет уменьшения радиальной высоты разделителя потоков воздуха между наружным и внутренним контурами двигателя, а также за счет ограничения осевого перемещения нижней полки спрямляющей лопатки вентилятора.
Указанный технический результат достигается тем, что в двухконтурном двигателе, включающем рабочее колесо вентилятора, спрямляющие лопатки и компрессор низкого давления на выходе из рабочего колеса, а также разделитель потоков воздуха между наружным и внутренним контурами двухконтурного двигателя, установленный совместно с лопатками входного направляющего аппарата на наружном корпусе компрессора низкого давления, согласно изобретению лопатки входного направляющего аппарата совместно с разделителем потоков зафиксированы на переднем внешнем кольцевом радиальном ребре наружного корпуса компрессора низкого давления осевыми болтами с удлиненными шестигранными головками, расположенными в кольцевой, открытой в сторону канала наружного контура полости между передним и задним кольцевыми ребрами наружного корпуса, при этом заднее ребро выполнено с соосными шестигранным головкам болтов осевыми отверстиями, осевое же перемещение шестигранной головки болта ограничено расположенной ниже по потоку внутренней полкой спрямляющей лопатки вентилятора, причем лопатки входного направляющего аппарата зафиксированы также в разделителе потоков болтами с потайной головкой, ограниченной от осевого перемещения передним кольцевым ребром, при этом суммарное число болтов с шестигранной и с потайной головками равно числу лопаток входного направляющего аппарата компрессора низкого давления.
Фиксация лопаток входного направляющего аппарата совместно с разделителем потоков на переднем внешнем кольцевом радиальном ребре наружного корпуса компрессора низкого давления осевыми болтами с удлиненными шестигранными головками, расположенными в кольцевой, открытой в сторону канала наружного контура полости между передним и задним кольцевыми ребрами наружного корпуса, увеличивает радиальную жесткость наружного корпуса компрессора, уменьшая таким образом радиальные зазоры между статором и ротором компрессора и повышая его коэффициент полезного действия, а также служит для ограничения осевого перемещения внутренних полок спрямляющих лопаток вентилятора.
Выполнение заднего ребра с соосными шестигранным головкам болтов осевыми отверстиями уменьшает при закручивании болтов их радиальное перемещение, повышая тем самым их надежность.
Ограничение осевого перемещения шестигранной головки болта расположенной ниже по потоку внутренней полкой спрямляющей лопатки вентилятора исключает выпадение головок болтов в канал наружного контура в случае поломки этих болтов.
Фиксация лопаток входного направляющего аппарата в разделителе потоков болтами с потайной головкой, ограниченной от осевого перемещения передним кольцевым ребром, обеспечивает удобство сборки.
Выполнение суммарного числа болтов с шестигранной и с потайной головками равным числу лопаток входного направляющего аппарата компрессора низкого давления позволяет закрепить каждую из лопаток в разделителе потоков, что повышает надежность двухконтурного двигателя.
На фиг.1 - изображен продольный разрез двухконтурного двигателя.
На фиг.2 - элемент I на фиг.1 в увеличенном виде.
На фиг.3 - элемент I на фиг.1 в увеличенном виде в другой радиальной плоскости.
Двухконтурный газотурбинный двигатель 1 состоит из вентилятора 2 с рабочим колесом 3 и с установленными на его выходе спрямляющими лопатками 4 спрямляющего аппарата вентилятора 5, установленного в канале наружного контура 6, а также из компрессора низкого давления 7, установленного в канале внутреннего контура 8. Разделение потоков воздуха наружного и внутреннего контуров производится с помощью разделителя 9 потоков, который совместно с лопатками 10 входного направляющего аппарата 11 компрессора низкого давления 7 крепится осевыми болтами 12 к переднему внешнему радиальному кольцевому ребру 13 крепления разделителя 9, выполненному на наружном корпусе 14 компрессора низкого давления 7. Шестигранные головки 15 болтов 12 размещены в кольцевой, открытой в канал 6 наружного контура полости 16, ограниченной с одной стороны передним ребром 13, а с другой стороны - задним кольцевым ребром 17 с осевыми отверстиями 18, в которых частично размещены шестигранные головки 15 болтов 12. От осевого перемещения головки 15 ограничены расположенными ниже по потоку воздуха 19 внутренними полками 20 спрямляющих лопаток 4 вентилятора 2, которые в свою очередь ограничены от осевого перемещения к рабочему колесу 3 вентилятора 2 задним кольцевым ребром 17. Закручивание болтов 12 при сборке двигателя производится ключом через кольцевую полость 16 в самоконтрящиеся гайки 21, расположенные в замкнутой полости 22 между разделителем потоков 9 и верхней полкой 23 лопатки 10 входного направляющего аппарата 11, со стороны выходной кромки 24 которой выполнен радиальный фланец 25 крепления лопатки 10 к кольцевому ребру 13. Со стороны входной кромки 26 разделитель потоков 9 и полка 23 лопатки 10 фиксируются между собой с помощью телескопического соединения 27 типа шип-паз. Для удобства сборки двигателя лопатки 10 входного направляющего аппарата 11 собираются в общий узел с разделителем потоков 9 с помощью болтов 28 с потайной головкой 29, зафиксированной от осевого перемещения передним кольцевым ребром 13 корпуса 14.
Работает устройство следующим образом.
При сборке двигателя осевые болты 12 закручиваются с помощью шестигранных головок 15 инструментом, размещаемым в кольцевой канавке 16. Так как болты 12 и гайки 21 размещены в осевом направлении, то радиальная высота разделителя потоков 9 совместно с верхней полкой 23 лопатки 10 минимальна, что снижает гидравлическое сопротивление при их обтекании воздухом и улучшает экономичность двигателя в целом. В случае повреждения пера спрямляющей лопатки 4 вентилятора 2 лопатка 4 может перемещаться под действием газовых сил в сторону рабочего колеса 3 вентилятора 2 до упора внутренней полкой 20 в заднее ребро 17 корпуса 14, что также повышает надежность двухконтурного двигателя 1. Удобный подход к головкам 15 болтов 12 обеспечивает быстрый съем на крыле разделителя потоков 9 совместно с лопатками 10, что позволяет производить ремонт лопаток компрессора низкого давления 7 без съема двигателя с крыла самолета, что повышает эксплуатационную технологичность двигателя 1.