Гибридный корпус авиационного двигателя

Гибридный корпус авиационного двигателя может быть применен для прямоточных авиационных газотурбинных двигателей.

Гибридный корпус авиационного двигателя, содержит множество кольцеобразных соединенных друг с другом секций. Каждая секция содержит аэродинамически профилированную двустороннюю оболочку и множество конструктивных элементов, которые размещены внутри оболочки и выполнены в виде ребер. Ребра образуют ячейки. Одна сторона оболочки, образующая внутреннюю поверхность корпуса, выполнена из слоистой кремнеземной ткани, с низкой теплопроводностью и рабочей температурой порядка 1100°C и пропитанной связующим, другая сторона, образующая наружную поверхность корпуса, выполнена из углепластика. Ребра выполнены из слоистой кремнеземной ткани, пропитанной связующим. Ячейки заполнены газообразной средой низкой теплопроводности.

Техническим результатом является создание гибридного корпуса современного авиационного двигателя с одновременно повышенными характеристиками жесткости, прочности, теплостойкости и облегчением конструкции.

Полезная модель относится к области авиационного двигателестроения, а более точно касается корпуса авиационного двигателя.

Широко известны корпуса авиационных двигателей, которые имеют корпус в виде кожуха из металла, (например, патент РФ 2162957, опубл. 2001).

Известны газотурбинные авиационные двигатели, содержащие удерживающий корпус вентилятора из композиционного материала (заявка РФ 2008106994, опубл. 2008 г.).

Для изготовления корпуса вентилятора используют упрочняющие волокна в виде наложенных слоев волокнистой структуры и полимерной матрицы. Волокнистую структуру наматывают на барабан, имеющий профиль, определенный как функция профиля изготавливаемого корпуса. Работоспособность такой конструкции корпуса определяется теплостойкостью полимерной матрицы.

Однако этот корпус является корпусом вентилятора, а не корпусом двигателя, подверженного воздействиям высоких температур, обусловленных газодинамическими параметрами двигателя.

Корпус современного двигателя должен удовлетворять ряду требований: быть жестким, прочным, теплостойким (жаропрочным), легким, не дорогостоящим.

Один материал не удовлетворяет одновременно комплексу требований. Металлические материалы, соответствующие требованиям прочности и жесткости, отличаются повышенной массой. Они в три и более раз тяжелее полимерных материалов.

Некоторые типы полимерных композиционных материалов, например, углепластики на эпоксидных смолах, обладают повышенными характеристиками жесткости и прочности, однако имеют низкие предельные рабочие температуры, и поэтому не могут быть использованы для изготовления современных корпусов авиационных двигателей.

Известны высокотемпературные полимерные композиционные материалы, но они отличаются большей хрупкостью, меньшей жесткостью и прочностью, повышенной плотностью по сравнению с относительно низкотемпературными углепластиками.

В основу полезной модели положена задача создания корпуса современного авиационного двигателя с одновременно повышенными характеристиками жесткости, прочности, теплостойкости и облегчением конструкции.

Техническим результатом является создание гибридного корпуса авиационного двигателя, соответствующего указанным требованиям.

Поставленная задача решается тем, что гибридный корпус авиационного двигателя, содержащий множество кольцеобразных соединенных друг с другом секций, каждая из которых содержит аэродинамически профилированную двустороннюю оболочку и множество конструктивных элементов, размещенных внутри оболочки и выполненных в виде ребер, которые образуют ячейки, при этом одна сторона оболочки, образующая внутреннюю поверхность корпуса, выполнена из слоистой кремнеземной ткани, с низкой теплопроводностью и рабочей температурой порядка 1100°C и пропитанной связующим, другая сторона, образующая наружную поверхность корпуса, выполнена из углепластика, ребра выполнены из слоистой кремнеземной ткани, пропитанной связующим, а ячейки содержат газообразную среду низкой теплопроводности.

Ребра могут образовывать внутри оболочки ячейки квадратного сечения.

Целесообразно использовать в качестве связующего высокотемпературный клей.

Целесообразно также, чтобы сторона оболочки, образующая внутреннюю поверхность корпуса, была выполнена из слоистой пропитанной связующим кремнеземной ткани, и имела теплопроводность 0,2 ВтмК при температуре 450500°C.

В дальнейшем полезная модель поясняется описанием и фигурами, где

на фиг.1 показан фрагмент корпуса авиационного двигателя, согласно полезной модели.

На фиг.2 - вид А фиг.1

На фиг.3 - вид В-В фиг.1

На фиг.4 - вид В-В одной секции в увеличенном масштабе.

Гибридный корпус авиационного двигателя, согласно полезной модели, содержит множество кольцеобразных соединенных друг с другом секций 1 (фиг.1, фиг.2). Каждая секция 1 имеет профиль, определенный как функция профиля изготавливаемого корпуса.

Каждая секция 1 содержит аэродинамически профилированную двустороннюю оболочку 2 и конструктивные элементы, размещенные внутри оболочки (фиг.3 и фиг.4).

Конструктивные элементы выполнены в виде ребер 3. Ребра 3 расположены по окружности секции друга и образуют внутри оболочки ячейки 4. Ребра 3 могут быть расположены примерно на равном расстоянии друг от друга. Ячейки 4 могут быть квадратного или иного сечения.

Гибридный корпус авиационного двигателя, согласно полезной модели, содержит оболочку, состоящую из трех частей, изготовленную из трех составных материалов. Одна часть - сторона 5 оболочки, образующая внутреннюю поверхность корпуса, выполнена из слоистой кремнеземной ткани, с низкой теплопроводностью и рабочей температурой порядка 1100°C, пропитанной связующим, например, высокотемпературным клеем.

Другая часть - ребра 3 выполнены из слоистой кремнеземной ткани, пропитанной связующим, в качестве которого можно также использовать высокотемпературный клей.

Ячейки 4 содержат газообразную среду низкой теплопроводности. Такой газообразной средой может быть воздух.

В качестве связующего применен высокотемпературный клей.

Сторона 5 оболочки, образующая внутреннюю поверхность корпуса, выполненная из слоистой пропитанной связующим кремнеземной ткани, имеет теплопроводность 0,2 Вт/мК при температуре 450500°C.

Третья часть - другая сторона 6 оболочки, образующая наружную поверхность корпуса, выполнена из углепластика повышенной жесткости и прочности. Этот слой несет силовую нагрузку и обеспечивает соединение между секциями корпуса при помощи фланцевых соединений 7.

Кремнеземный материал служит защищающим слоем для углепластика от воздействия высоких рабочих температур внутри корпуса авиационного двигателя.

Полые ячейки облегчают корпус по сравнению с корпусом, изготовленным из металлических материалов, а также по сравнению с корпусом, изготовленным из композиционного материала без каналов или сот, не уступая при этом в прочности и жесткости.

Корпус может быть изготовлен известным для изготовления изделий из композиционных материалов образом.

Гибридный корпус авиационного двигателя, согласно полезной модели, может быть применен, в частности для прямоточных авиационных газотурбинных двигателей.

1. Гибридный корпус авиационного двигателя, содержащий множество кольцеобразных соединенных друг с другом секций, каждая из которых содержит аэродинамически профилированную двустороннюю оболочку и множество конструктивных элементов, размещенных внутри оболочки и выполненных в виде ребер, которые образуют ячейки, при этом одна сторона оболочки, образующая внутреннюю поверхность корпуса, выполнена из слоистой кремнеземной ткани с низкой теплопроводностью и рабочей температурой порядка 1100°C, и пропитанной связующим, другая сторона, образующая наружную поверхность корпуса, выполнена из углепластика, ребра выполнены из слоистой кремнеземной ткани, пропитанной связующим, а ячейки содержат газообразную среду низкой теплопроводности.

2. Гибридный корпус авиационного двигателя по п.1, отличающийся тем, что ребра образуют внутри оболочки ячейки квадратного сечения.

3. Гибридный корпус авиационного двигателя по п.1, отличающийся тем, что в качестве связующего применен высокотемпературный клей.

4. Гибридный корпус авиационного двигателя по п.1, отличающийся тем, что сторона оболочки, образующая внутреннюю поверхность корпуса, выполненная из слоистой пропитанной связующим кремнеземной ткани, имеет теплопроводность 0,2 Вт/мК при температуре 450500°C.