СИСТЕМА СУФЛИРОВАНИЯ ОПОРЫ ТУРБИНЫ ДВУХКОНТУРНОГО ТУРБОРЕАКТИВНОГО ДВИГАТЕЛЯ
BREATHING SYSTEM OF TURBINE PEDESTAL OF DOUBLE-FLOW JET TURBINE ENGINE

Изобретение относится к авиационному двигателестроению, а именно к системам суфлирования опоры турбины двухконтурного турбореактивного двигателя (ДТРД).
Известен ДТРД с системой наддува опор, включающий клапан суфлирования, соединенный с трубопроводами подвода и отвода воздуха, причем трубопровод подвода воздуха размещен в стойке опоры и сообщен с предмасляной полостью турбины, а трубопровод отвода воздуха связан с атмосферой (см. патент РФ №2153590, кл. F02C 7/06, опубл. в 2000 г.).
Недостаток этой системы в том, что клапан суфлирования предмасляных полостей турбины расположен снаружи двигателя, в задней его части. В современных двигателях очень часто задняя часть двигателя расположена за обтекателем самолета и наличие выступающих частей на корпусе этой части двигателя часто бывает недопустимым из-за ухудшения его обтекания наружным потоком воздуха. Это в свою очередь может оказывать отрицательное влияние на общую аэродинамику самолета. В связи с этим размещение клапана суфлирования предмасляных полостей турбины снаружи двигателя в задней его части оказывается проблематичным.
Кроме того, при стравливании необходимого количества воздуха из предмаслянных полостей часто бывает недостаточно проходного сечения одной стойки опоры турбины, так как в современных двигателях стремятся делать стойки как можно тоньше.
Задачей изобретения является создание системы суфлирования опоры турбины ДТРД с размещением трубопроводов и клапана на задней части двигателя при отсутствии габаритов для их размещения на внешней поверхности наружного контура и для устранения возможного сопротивления наружному воздушному потоку в задней части двигателя.
Указанная задача решается тем, что в системе суфлирования опоры турбины ДТРД, включающей клапан, соединенный с трубопроводами подвода и отвода воздуха, причем трубопровод подвода воздуха размещен в стойке опоры и сообщен с предмасляной полостью турбины, а трубопровод отвода воздуха связан с атмосферой, согласно изобретению клапан размещен в наружном контуре двигателя и снабжен дополнительным входным трубопроводом, размещенным в соседней стойке опоры, входные трубопроводы соединены с клапаном входными каналами, корпус клапана выполнен обтекаемой формы и снабжен крышкой, размещенной на внешней поверхности наружного контура, а выходной трубопровод соединен с крышкой. Кроме того, входной канал клапана может быть образован корпусом наружного контура двигателя и прикрепленной к нему профилированной накладкой.
Такое решение позволяет уменьшить наружные габариты двигателя и устранить возможное сопротивление наружному воздушному потоку для задней части двигателя при установке его на летательном аппарате за счет размещения клапана и подводящих каналов в проточной части наружного контура. При таком размещении клапана необходимо уменьшить сопротивление для потока воздуха в наружном контуре двигателя. Это достигается за счет обтекаемой формы корпуса клапана и минимального сопротивления подводящих входных каналов, выполненных в виде плоских щелей. При наличии тонких стоек в опоре турбины их проходного сечения может не хватать для прохода необходимого количества воздуха при его стравливании через клапан в атмосферу. В этом случае дополнительный входной трубопровод для прохода воздуха из системы суфлирования к клапану позволяет поддерживать в системе суфлирования расчетное давление. Входные каналы, связывающие входной трубопровод с входной полостью клапана, подходят к клапану с двух противоположных сторон, что позволяет произвести рациональную компоновку предлагаемой системы суфлирования. Крышка клапана с совмещенным с ней выходным трубопроводом размещены на наружной части корпуса наружного контура и практически не выступает за корпус наружного контура. Такая установка крышки клапана позволяет при необходимости иметь доступ к клапану при эксплуатации, например для замены, при нарушении его работоспособности. Это обуславливает высокую эксплуатационную технологичность данного узла в составе двигателя.
Предлагаемая система позволяет убрать с наружной части двигателя трубопроводы подвода и отвода воздуха к клапану за счет закрепления на внутренней поверхности корпуса наружного контура профилированной накладки, которая создает щелевой входной канал и позволяет уменьшить до минимального его влияние на сопротивление для проходящего по наружному контуру воздуха.
Кроме того, наружные габариты двигателя становятся минимальными.
Предлагаемая конструкция достаточно компактна.
На фиг.1 показан продольный разрез задней части двигателя с опорой турбины и с клапаном суфлирования;
на фиг.2 - поперечный разрез А-А фиг.1;
на фиг.3 - вид Б фиг.2;
на фиг.4 - сечение В-В фиг.3
Двухконтурный турбореактивный двигатель содержит наружный и внутренний контуры 1 и 2. В полости наружного контура размещен клапан 3, соединенный трубопроводом подвода воздуха 4 и дополнительным трубопроводом подвода воздуха 5 с предмаслянной полостью 6. Трубопроводы 4 и 5 размещены в стойках опор турбины 7. Воздух из клапана в атмосферу отводится через трубопровод 8, выполненный за одно целое с крышкой 9 клапана. Входные трубопроводы 4 и 5 соединены с клапаном 3 входными каналами 10. Корпус клапана 11 размещен между стоек 7 и выполнен обтекаемой формы. Входные каналы 10 подсоединены к входной полости клапана с двух противоположных сторон. Крышка клапана 9 размещена на фланце корпуса 12 наружного контура 1. Входные каналы 10 могут быть выполнены с помощью закрепленной на корпусе 12 наружного контура профилированной накладки 13. В приведенном примере профилированная накладка 13 и корпус клапана 11 соединены сваркой с корпусом наружного контура 12.
Во время работы двигателя воздух из предмаслянных полостей поступает в трубопровод 4 и в дополнительный трубопровод 5, проходит через приемную камеру 14, попадает во входные каналы 10 и поступает во входную полость клапана 15. При увеличении давления в предмасляной полости выше расчетной клапан срабатывает и стравливает часть воздуха в атмосферу через трубопровод 8. За счет этого давление в предмасляной полости снижается и приходит в заданную норму. В случае возникшей необходимости замены клапана 3 снимают крышку 9 и заменяют клапан. Данная операция осуществима без каких-либо дополнительных разборок и снятия других узлов на двигателе и вполне доступна в эксплуатации на объекте.
Такое выполнение системы суфлирования опоры турбины ДТРД позволяет разместить трубопроводы и клапан в проточной части двигателя при недостатке наружных габаритов для размещения на внешней поверхности наружного контура двигателя. При таком размещении клапана минимальное сопротивление для потока воздуха в наружном контуре создается за счет обтекаемой формы корпуса клапана и подводящих каналов. Отсутствие трубопроводов и клапана на наружной поверхности наружного контура позволяет улучшить обтекание задней части двигателя при его установке на летательном аппарате. Размещение мало выступающей крышки клапана на наружной поверхности наружного контура не создает сопротивления наружному воздушному потоку при работе двигателя в составе летательного аппарата и сохраняет возможность замены клапана (при необходимости) без разборки двигателя и без снятия двигателя с летательного аппарата. Это обуславливает высокую эксплуатационную технологичность данного узла в составе двигателя. Дополнительный трубопровод, проходящий через соседнюю по отношению к основному трубопроводу стойку опоры турбины двигателя, позволяет более точно выдерживать давление в предмасляной полости за счет увеличения проходного сечения. Расположение клапана между стойками позволяет рационально объединить подвод воздуха через входные каналы из двух стоек к клапану и выполнить конструкцию максимально компактной. Конструкция входных каналов позволяет их сделать плоскими и использовать стенку наружного контура, как часть канала, и это сводит к минимуму их сопротивление внутри наружного контура.
Предлагаемое выполнение системы суфлирования опоры турбины ДТРД позволяет уменьшить наружные габариты двигателя в его задней части, улучшить его обтекание при работе на летательном аппарате и тем самым улучшить летные характеристики летательного аппарата.