ВЫХОДНОЕ УСТРОЙСТВО ТУРБИНЫ АВИАЦИОННОГО ГАЗОТУРБИННОГО ДВИГАТЕЛЯ
OUTLET DEVICE OF TURBINE OF AIRCRAFT GAS-TURBINE ENGINE

Изобретение относится к элементам конструктивной силовой связи между корпусом турбины авиационного газотурбинного двигателя и ее внутренними элементами, а именно к конструкции выходного устройства турбины.
Известно выходное устройство турбины авиационного газотурбинного двигателя, содержащее профилированные стойки корпуса турбины, размещенные в проточной части вслед за рабочим колесом последней ступени турбины, у которых средние линии выходных участков профилей направлены вдоль продольной оси (см. патент Канады №2647058, МПК F01D 25/30, опубл. 14.06.2009 г.). В этом решении профилированные стойки выполняют две основные функции: функцию силовой связи между корпусом турбины и внутренними элементами опоры ротора турбины и коммуникационную функцию для обслуживания внутренних полостей турбины, ввиду чего эти стойки выполняют полыми. Из-за того что эти стойки находятся в проточной части турбины для уменьшения гидравлических потерь, они обязательно выполняются профилированными.
Такое решение несколько уменьшает инфракрасное излучение от турбины, но это уменьшение незначительно, ввиду того, что входная и выходная кромки каждой профилированной стойки расположены друг за другом вдоль продольной оси турбины и инфракрасное свечение рабочих лопаток турбины очень заметно сзади двигателя. Поэтому в двигателе приходится применять различные технические решения, уменьшающие инфракрасное излучение двигателя, уже в конструкции реактивного сопла. А это технически довольно сложно и связано с большими потерями не только на кратковременных режимах минимальной инфракрасной заметности самолета, когда самолет находится в опасной зоне и может быть атакован противником, но и на всех остальных режимах полета.
Задача изобретения - используя то, что стойки выполнены профилированными, так спрофилировать стойки, чтобы развести входную и выходную кромки в окружном направлении каждой силовой стойки так, чтобы при взгляде на турбину сзади просветы между входной кромкой каждой следующей профильной стойки и выходной кромкой предыдущей профильной стойки были минимальными или отсутствовали вовсе.
Дополнительная задача изобретения - повернуть входную кромку силовой стойки в сторону вращения рабочего колеса турбины для повышения КПД рабочего колеса.
Указанная задача достигается тем, что в выходном устройстве турбины авиационного газотурбинного двигателя, содержащем профилированные стойки корпуса турбины, размещенные в проточной части вслед за рабочим колесом последней ступени турбины, у которых средние линии выходных участков профилей направлены вдоль продольной оси турбины, в поперечном сечении турбины у каждой профильной стойки ее входная кромка смещена относительно ее выходной кромки в сторону вращения рабочего колеса последней ступени турбины так, что входная кромка каждой последующей профилированной стойки расположена напротив выходной кромки предыдущей профилированной стойки.
.
Дополнительная задача достигается тем, что средние линии входных участков профилей стоек повернуты к продольной оси турбины в сторону вращения рабочего колеса последней ступени турбины на угол 20-40°
Размещение в поперечном сечении турбины в окружном направлении входной кромки каждой следующей профилированной стойки напротив выходной кромки предыдущей профилированной стойки позволяет при взгляде на турбину со стороны выхода двигателя свести к минимуму или ликвидировать полностью просветы между входной кромкой каждой следующей профилированной стойки и выходной кромкой предыдущей профилированной стойки, что сводит к минимуму инфракрасное излучение от рабочих лопаток последней ступени турбины в сторону выхода из двигателя, а значит летательный аппарат с таким двигателем становится менее заметным для средств его обнаружения, работающих на регистрации инфракрасного излучения.
Смещение входных кромок профильных стоек относительно ее выходной кромки в сторону вращения рабочего колеса последней ступени турбины позволяет свести к минимуму гидравлические потери от поворота потока газа на профильных стойках.
Поворот средних линий входных участков профилей стоек на угол 20-40° к продольной оси позволяет увеличить КПД рабочего колеса последней ступени турбины.
На фиг 1 показан продольный разрез выходного устройства турбины.
На фиг.2 показан поперечный разрез по профилированным стойкам и рабочему колесу последней ступени турбины для случая, когда средние линии входных и выходных участков профилей стоек направлены вдоль продольной оси турбины.
На фиг.3 показан поперечный разрез по профилированным стойкам и рабочему колесу последней ступени турбины для случая, когда средние линии входных участков профилей стоек повернуты к продольной оси турбины в сторону вращения рабочего колеса последней ступени турбины на угол 20-40°.
На фиг.4 показан вид сзади на выходное устройство турбины.
Выходное устройство турбины авиационного газотурбинного двигателя содержит профилированные стойки 1 корпуса 2, размещенные в проточной части 3 турбины 4 за рабочим колесом 5 последней ступени турбины 4. В поперечном сечении турбины 4 в окружном направлении входная кромка 6 каждой следующей профилированной стойки 1 размещена напротив выходной кромки 7 предыдущей профилированной стойки 1, при этом входная кромка 6 профилированной стойки 1 в окружном направлении смещена в сторону вращения рабочего колеса 5 последней ступени турбины 4 относительно ее выходной кромки 7. Средние линии 8 входных и выходных участков профилированных стоек 1 направлены вдоль продольной оси 9 турбины 4 (фиг.2). Средние линии 8 входных участков профилей стоек 1 могут быть повернуты к продольной оси 9 турбины 4 в сторону вращения рабочего колеса 5 последней ступени турбины 4 на угол 20-40° (фиг.3).
При работе турбины поток горячего газа с рабочего колеса последней ступени турбины поступает на выходное устройство турбины. При этом инфракрасное излучение от рабочих лопаток последней ступени турбины на выходе из двигателя загораживается выходным устройством и самолет становится со стороны сопла двигателя малозаметным для датчиков инфракрасного излучения.
Поворот средней линии входных участков профилей стоек к продольной оси турбины в сторону вращения рабочего колеса последней ступени турбины позволяет иметь возможность увеличить закрутку потока за рабочим колесом последней ступени турбины с обеспечением осевого выхода газа из турбины, что повышает КПД турбины в целом.
К достоинствам изобретения следует отнести и его применимость как для одноконтурных авиационных газотурбинных двигателях, так и для двухконтурных.