КОРПУС РАЗДЕЛИТЕЛЯ ПОТОКОВ АВИАЦИОННОГО ГАЗОТУРБИННОГО ДВИГАТЕЛЯ

Полезная модель относится к области газотурбостроения, в частности к модулям компрессора турбомашин, и может быть использована в конструкциях компрессоров газотурбинных двигателей с применением композиционных материалов.
Снижение массы конструкции как средство повышения экономической эффективности летательных аппаратов является одной из главных задач авиационной техники.
Наиболее широко этому требованию отвечают композиционные материалы на основе высокопрочных волокон превосходящие по многим параметрам традиционные металлические.
Известна конструкция разделителя потоков авиационного газотурбинного двигателя (патент РФ 2674101, заявка №2015148338, дата начала отсчета срока действия патента: 11.04.2014, заявка РСТ FR 2014/050883) содержащая металлическую входную защитную кромку, формирующую проточную часть газовоздушного тракта.
Недостатком описанной конструкции является повышенная весовая характеристика, характеризующаяся применением титана в качестве материала при изготовлении корпуса разделителя потоков авиационного газотурбинного двигателя.
Технический результат полезной модели заключается в снижении массы конструкции за счет выполнения корпуса разделителя потоков авиационного газотурбинного двигателя из слоистого композиционного материала.
Технический результат достигается тем, что корпус разделителя потоков авиационного газотурбинного двигателя содержит металлическую входную защитную кромку, формирующую проточную часть газовоздушного тракта.
Отличием заявляемой конструкции от прототипа является то, что корпус выполнен из слоистого композиционного материала на основе полимерного связующего и армирующего наполнителя содержащего синтетические волокна, при этом металлическая защитная кромка установлена на корпусе посредством неразъемного соединения.
Предложенное устройство поясняется следующими чертежами.
Фиг. 1 - корпус разделителя потоков авиационного газотурбинного двигателя.
Фиг. 2 - изображает часть корпуса разделителя потоков авиационного газотурбинного двигателя содержащего металлическую входную защитную кромку.
Позициями на фигурах обозначены:
1. - корпус разделителя потоков авиационного газотурбинного двигателя (фиг. 1, 2);
2. - металлическую входную защитную кромку (фиг. 1, 2);
3. - переходный участок неразъемного соединения (фиг. 2).
Корпус 1 (фиг. 1, 2) разделителя потоков авиационного газотурбинного двигателя содержит металлическую входную защитную кромку 2 (фиг. 1, 2), формирующую проточную часть газовоздушного тракта.
Корпус 1 (фиг. 1, 2) выполнен из слоистого композиционного материала на основе полимерного связующего и армирующего наполнителя содержащего синтетические волокна, при этом металлическая защитная кромка 2 (фиг. 1, 2) установлена на корпусе 1 (фиг. 1, 2) посредством неразъемного соединения например клееклепанного соединения.
Композитная часть и металлическая защитная кромка имеет переходный участок 3 (фиг. 2) для создания клеевого или клееклепанного соединения.
В зоне крепления композитной части разделителя потоков с другими деталями предусмотрено наличие защитных материалов для предотвращения контактной коррозии.
В местах установки крепежа организовано локальное утолщение слоев для установки упорных втулок и размещения головок винтов крепления или заклепок (не показано).
Работа корпуса разделителя потоков авиационного газотурбинного двигателя заключается в следующем.
Поток воздуха, движущийся после ступени вентилятора по газовоздушному тракту, делится при помощи металлической входной защитной кромки 2 (фиг. 1, 2) корпуса разделителя потоков 1 (фиг. 1, 2) на два потока воздуха, которые после разделения поступают в первый и второй контуры газовоздушного тракта. Проточная часть контуров газовоздушного тракта формируется корпусом разделителя потоков.
Применение заявляемой полезной модели способствует уменьшению массы конструкции разделителя потоков авиационного газотурбинного двигателя за счет применения слоистого полимерного композиционного материала.