RU2365772C1 - Heated fairing of turbofan engine - Google Patents
Heated fairing of turbofan engine Download PDFInfo
- Publication number
- RU2365772C1 RU2365772C1 RU2008105117/06A RU2008105117A RU2365772C1 RU 2365772 C1 RU2365772 C1 RU 2365772C1 RU 2008105117/06 A RU2008105117/06 A RU 2008105117/06A RU 2008105117 A RU2008105117 A RU 2008105117A RU 2365772 C1 RU2365772 C1 RU 2365772C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- fairing
- heated
- section
- turbofan engine
- icing
- Prior art date
Links
- 239000002131 composite material Substances 0.000 claims abstract description 5
- 229920000642 polymer Polymers 0.000 claims abstract description 5
- 239000002184 metal Substances 0.000 claims description 6
- 239000000126 substance Substances 0.000 abstract 1
- 238000010438 heat treatment Methods 0.000 description 2
- 230000003247 decreasing effect Effects 0.000 description 1
Images
Landscapes
- Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
- Laminated Bodies (AREA)
Abstract
Description
Изобретение относится к области двигателестроения, точнее - к обтекателям турбовентиляторных двигателей.The invention relates to the field of engine building, more specifically, to fairings for turbofan engines.
Известен обогреваемый обтекатель турбовентиляторного двигателя, содержащий передний и задний участки, смотри патент RU 2204036 C2, F02C 3/36 на «Газотурбинный двигатель», опубл. 2003.05.10.Known heated fairing turbofan engine containing the front and rear sections, see patent RU 2204036 C2, F02C 3/36 for "Gas turbine engine", publ. 2003.05.10.
По своим признакам и достигаемому результату обогреваемый обтекатель этого двигателя наиболее близок к заявляемому и принят за прототип.According to its characteristics and the achieved result, the heated fairing of this engine is closest to the claimed one and is taken as a prototype.
Обтекатель выполнен металлическим и обогреваемым, что исключает обледенение в полете, но связано со значительной его массой.The fairing is made of metal and heated, which eliminates icing in flight, but is associated with its significant mass.
Задачей изобретения является уменьшение массы обтекателя при сохранении достаточных противообледенительных характеристик.The objective of the invention is to reduce the mass of the fairing while maintaining sufficient anti-icing characteristics.
Эта задача решается усовершенствованием обтекателя турбовентиляторного двигателя, содержащего передний и задний участки.This problem is solved by improving the fairing of a turbofan engine containing front and rear sections.
Усовершенствование заключается в том, что обтекатель выполнен из полимерных композиционных материалов с коэффициентом теплопроводности переднего участка больше, чем у заднего, и в соответствии с соотношением D1/D2=0,7…0,8,The improvement lies in the fact that the fairing is made of polymer composite materials with a thermal conductivity coefficient of the front section more than that of the rear, and in accordance with the ratio D 1 / D 2 = 0.7 ... 0.8,
где D1 - максимальный диаметр переднего участка обтекателя;where D 1 is the maximum diameter of the front portion of the fairing;
D2 - максимальный диаметр заднего участка обтекателя;D 2 - the maximum diameter of the rear portion of the fairing;
передний участок выполнен, по крайней мере, с одним металлическим слоем.the front section is made with at least one metal layer.
Выполнение обтекателя из полимерного композиционного материала с коэффициентом теплопроводности переднего участка больше, чем у заднего, позволяет уменьшить массу обтекателя и выполнить его с лучшей теплопроводностью переднего участка.The performance of the fairing made of a polymer composite material with a coefficient of thermal conductivity of the front section is greater than that of the rear, allows to reduce the mass of the fairing and perform it with better thermal conductivity of the front section.
Выполнение обтекателя с левой частью соотношения D1/D2=0,7 создает малую вероятность обледенения незначительной передней части заднего участка при обогреваемом переднем.The performance of the fairing with the left side of the ratio D 1 / D 2 = 0.7 creates a small probability of icing up of the insignificant front of the rear section with the heated front.
Выполнение обтекателя с правой частью соотношения D1/D2=0,8 исключает вероятность обледенения заднего участка при обогреваемом переднем.The performance of the fairing with the right side of the ratio D 1 / D 2 = 0.8 eliminates the possibility of icing up of the rear section with the heated front.
Выполнение обтекателя по изобретению позволяет уменьшить его массу при сохранении достаточных противообледенительных характеристик.The implementation of the fairing according to the invention allows to reduce its weight while maintaining sufficient anti-icing characteristics.
Выполнение переднего участка, по крайней мере, с одним металлическим слоем позволяет еще больше повысить теплопроводность переднего участка и улучшить обогрев его наружной поверхности.The implementation of the front section with at least one metal layer can further increase the thermal conductivity of the front section and improve the heating of its outer surface.
Ниже, со ссылкой на прилагаемый чертеж, где показано на:Below, with reference to the attached drawing, where shown in:
Фиг.1 - обтекатель на общем виде;Figure 1 - fairing in General view;
Фиг.2 - обтекатель с металлическим слоем в переднем участке;Figure 2 - fairing with a metal layer in the front section;
буквами D1 и D2 на Фиг.1 обозначены максимальные диаметры соответственно переднего и заднего участков обтекателя, дается описание предлагаемого обтекателя.the letters D 1 and D 2 in figure 1 indicate the maximum diameters of the front and rear sections of the fairing, respectively, describes the proposed fairing.
Обтекатель турбовентиляторного двигателя содержит передний (обогреваемый) 1 и задний 2 участки.Fairing turbofan engine contains front (heated) 1 and rear 2 sections.
Обтекатель выполнен из полимерных композиционных материалов с коэффициентом теплопроводности переднего участка 1 больше, чем у заднего 2 (что позволило уменьшить массу обтекателя и выполнить его с лучшей теплопроводностью переднего участка), и в соответствии с соотношением D1/D2=0,7…0,8 - экспликацию см. выше (что при обогреваемом переднем участке и выполнении с левой частью соотношения D1/D2=0,7 создает минимальную вероятность обледенения незначительной передней части заднего участка обтекателя, а при соотношении D1/D2=0,8 исключает вероятность его обледенения).The fairing is made of polymer composite materials with a thermal conductivity coefficient of the front section 1 greater than that of the rear section 2 (which made it possible to reduce the mass of the fairing and perform it with better thermal conductivity of the front section), and in accordance with the ratio D 1 / D 2 = 0.7 ... 0 , 8 - see the explication above (which, when the front section is heated and the ratio D 1 / D 2 = 0.7 is fulfilled on the left side, creates the minimum probability of icing up of the insignificant front part of the rear fairing section, and when the ratio D 1 / D 2 = 0, 8 excludes probable awn of its icing).
Выполнение переднего участка 1, по крайней мере, с одним металлическим слоем 3 позволяет еще больше повысить теплопроводность переднего участка и улучшить обогрев его наружной поверхности.The implementation of the front section 1 with at least one
При эксплуатации турбовентиляторного двигателя в условиях возможного обледенения вдоль переднего участка 1 его обтекателя от компрессора 4 двигателя подается горячий воздух (на фиг.1 показано стрелкой), который эффективно обогревает наружную поверхность 5 переднего участка 1, уменьшая (при выполнении его с левой частью соотношения) и исключая (при выполнении его с правой частью соотношения) обледенение обтекателя.When operating a turbofan engine in conditions of possible icing along the front portion 1 of its fairing, hot air is supplied from the compressor 4 of the engine (Fig. 1 is shown by an arrow), which effectively heats the outer surface 5 of the front portion 1, decreasing (when performing it with the left side of the ratio) and excluding (when fulfilling it with the right side of the ratio) icing of the fairing.
При выполнении обтекателя в варианте исполнения его противообледенительные возможности еще более улучшаются.When performing a fairing in an embodiment, its anti-icing capabilities are further improved.
Обтекатель турбовентиляторного двигателя по сравнению с прототипом имеет меньшую массу и достаточные противообледенительные характеристики.Compared to the prototype, the turbofan engine fairing has a lower mass and sufficient anti-icing characteristics.
Claims (2)
где D1 - максимальный диаметр переднего участка обтекателя;
D2 - максимальный диаметр заднего участка обтекателя.1. Heated fairing of a turbofan engine containing front and rear sections, characterized in that it is made of polymer composite materials with a thermal conductivity coefficient of the front section greater than that of the rear section and in accordance with the ratio D 1 / D 2 = 0.7 ... 0, 8
where D 1 is the maximum diameter of the front portion of the fairing;
D 2 - the maximum diameter of the rear portion of the fairing.
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2008105117/06A RU2365772C1 (en) | 2008-02-11 | 2008-02-11 | Heated fairing of turbofan engine |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2008105117/06A RU2365772C1 (en) | 2008-02-11 | 2008-02-11 | Heated fairing of turbofan engine |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2365772C1 true RU2365772C1 (en) | 2009-08-27 |
Family
ID=41149894
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2008105117/06A RU2365772C1 (en) | 2008-02-11 | 2008-02-11 | Heated fairing of turbofan engine |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2365772C1 (en) |
Citations (7)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2132586C1 (en) * | 1998-04-24 | 1999-06-27 | Открытое акционерное общество "Центральный научно-исследовательский институт специального машиностроения" | Fairing |
| RU2186265C1 (en) * | 2001-04-10 | 2002-07-27 | Бикметов Рафик Аминович | Fairing |
| RU2204036C2 (en) * | 2001-04-23 | 2003-05-10 | Открытое акционерное общество "Авиадвигатель" | Gas-turbine engine |
| RU2243392C2 (en) * | 2003-01-04 | 2004-12-27 | Открытое акционерное общество "Авиадвигатель" | Gas-turbine engine compressor fairing |
| RU2272152C2 (en) * | 2004-03-02 | 2006-03-20 | Открытое акционерное общество "Научно-производственное объединение "Сатурн" | Gas-turbine engine |
| RU2302544C1 (en) * | 2005-11-09 | 2007-07-10 | Открытое акционерное общество "Авиадвигатель" | Double-flow turbojet engine with birotative fan |
| RU2327056C2 (en) * | 2005-04-21 | 2008-06-20 | Тельман Джамалдинович Каримбаев | Wind-driven electric plant and support |
-
2008
- 2008-02-11 RU RU2008105117/06A patent/RU2365772C1/en not_active IP Right Cessation
Patent Citations (7)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2132586C1 (en) * | 1998-04-24 | 1999-06-27 | Открытое акционерное общество "Центральный научно-исследовательский институт специального машиностроения" | Fairing |
| RU2186265C1 (en) * | 2001-04-10 | 2002-07-27 | Бикметов Рафик Аминович | Fairing |
| RU2204036C2 (en) * | 2001-04-23 | 2003-05-10 | Открытое акционерное общество "Авиадвигатель" | Gas-turbine engine |
| RU2243392C2 (en) * | 2003-01-04 | 2004-12-27 | Открытое акционерное общество "Авиадвигатель" | Gas-turbine engine compressor fairing |
| RU2272152C2 (en) * | 2004-03-02 | 2006-03-20 | Открытое акционерное общество "Научно-производственное объединение "Сатурн" | Gas-turbine engine |
| RU2327056C2 (en) * | 2005-04-21 | 2008-06-20 | Тельман Джамалдинович Каримбаев | Wind-driven electric plant and support |
| RU2302544C1 (en) * | 2005-11-09 | 2007-07-10 | Открытое акционерное общество "Авиадвигатель" | Double-flow turbojet engine with birotative fan |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| JP5933919B2 (en) | Turbomachine nacelle, anti-icing system and method thereof | |
| CA2725696C (en) | Turbomachine nacelle and anti-icing system and method therefor | |
| US9556742B2 (en) | Composite airfoil and turbine engine | |
| EP2037082B1 (en) | Composite blade with damping arrangement | |
| US8245981B2 (en) | Ice shed reduction for leading edge structures | |
| EP2529923B1 (en) | Polymer composite materials and processes therefor | |
| RU2015116520A (en) | CONSTRUCTION ELEMENT OF A GONDOLA WITH IMPROVED PROTECTION AGAINST ICE | |
| US9909530B2 (en) | Non-axisymmetric fixed or variable fan nozzle for boundary layer ingestion propulsion | |
| US20110296811A1 (en) | Heat transfer arrangement for fluid-washed surfaces | |
| US7992823B2 (en) | Ice shed reduction for leading edge structures | |
| JP5009603B2 (en) | Gas turbine engine and gas turbine engine parts | |
| US9341065B2 (en) | Dual element turbine blade | |
| RU2365772C1 (en) | Heated fairing of turbofan engine | |
| BE1023498A1 (en) | AXIAL TURBOMACHINE LOW PRESSURE COMPRESSOR ANTI FREEZING SPOUT | |
| EP2632797B1 (en) | Leading edge structure, in particular for an air inlet of an aircraft engine nacelle | |
| CN208982120U (en) | A new type of aircraft temperature-resistant and wear-resistant sleeve |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| PC43 | Official registration of the transfer of the exclusive right without contract for inventions |
Effective date: 20120409 |
|
| MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20200212 |