СИСТЕМА ЗАЩИТЫ ГЛАВНОГО ВАЛА ГАЗОТУРБИННОГО ДВИГАТЕЛЯ С ПЛАВКИМ ПОДШИПНИКОМ
SYSTEM OF GAS TURBINE MAIN SHAFT PROTECTION WITH FUSIBLE BEARING

Предлагаемое изобретение относится к газотурбинному двигателю, который имеет в своем составе, по меньшей мере, одну первую вращающуюся систему, содержащую первый вал, статор и так называемый "плавкий" подшипник, жестко связанный с упомянутым статором, имеющий возможность удерживать упомянутый вал и способный разрушаться при возникновении в указанной первой вращающейся системе несбалансированности определенной величины. Этот газотурбинный двигатель предназначен, главным образом, для использования в авиации и, более конкретно, в качестве авиационного двигателя.
Пример реализации газотурбинного двигателя такого типа схематически проиллюстрирован на фиг.1, где представлен авиационный турбореактивный двигатель 1 хорошо известного типа. Этот турбореактивный двигатель 1 имеет в своем составе первую 9 и вторую 10 вращающиеся системы, охваченные статором 2 и отделенные от статора главным каналом 3 кольцевого поперечного сечения. Пространство главного канала 3 занято чередующимися ступенями лопаток, жестко связанных поочередно с вращающимися системами 9 и 10 и со статором 2 для обеспечения ускорения движения и повышения давления газов перед использованием энергии, которую эти газы высвобождают в процессе их расширения после сгорания топлива: таким образом, в этом турбореактивном двигателе, если рассматривать его в направлении спереди назад, последовательно располагаются лопатки компрессора низкого давления 4, лопатки компрессора высокого давления 5, камера сгорания 6, лопатки турбины высокого давления 7 и лопатки турбины низкого давления 8. Первая вращающаяся система 10 имеет в своем составе ротор компрессора низкого давления 4, ротор турбины низкого давления 8 и первый вал 12, также называемый валом низкого давления или главным валом и обеспечивающий связь между двумя упомянутыми роторами. Вторая вращающаяся система 9 имеет в своем составе ротор компрессора высокого давления 5, ротор турбины высокого давления 7 и второй вал 11, также называемый валом высокого давления и обеспечивающий связь между двумя упомянутыми роторами. Поскольку этот турбореактивный двигатель 1 имеет в своем составе две вращающиеся системы 9 и 10 или два каскада, его обычно называют двухкаскадным или двухвальным турбореактивным двигателем.
Упомянутые первый и второй валы 12 и 11 являются концентрическими и вращаются с различными скоростями, причем скорость вращения первого вала 12 меньше, чем скорость вращения второго вала 11. Оба эти вала поддерживаются при помощи подшипников, связанных со статором 2: при этом, если рассматривать эту систему в направлении спереди назад, последовательно располагаются передний подшипник 13, предназначенный для первого вала 12, передний подшипник 14, предназначенный для второго вала 11, задний подшипник 15, предназначенный для второго вала 11, и задний подшипник 16, предназначенный для первого вала 12. Эти подшипники содержат в качестве активного элемента один или два шариковых или роликовых подшипника, которые позволяют валам 11 и 12 вращаться с большой скоростью независимо друг от друга. Таким образом, эти валы 11 и 12 полностью отделены один от другого и являются механически независимыми. Однако, здесь следует отметить, что эти валы отделены друг от друга только лишь небольшим зазором в достаточно протяженной зоне их непосредственной близости 17, располагающейся, по существу, против переднего подшипника 14 второго вала 11.
Современные авиационные турбореактивные двигатели имеют высокую степень сжатия газов и высокую степень разжижения газов сгорания. Эти двигатели также снабжены вспомогательным каналом 18, охватывающим главный канал 3, и через этот вспомогательный канал проходит поток воздуха, который затем смешивается с газами сгорания позади турбины низкого давления 8 (в этом случае говорят о так называемых двухконтурных турбореактивных двигателях). Поток воздуха, который проходит через упомянутый вспомогательный канал 18, ускоряется при помощи лопаток вентилятора 19, жестко связанных с первым вращающимся элементом 10 и располагающихся перед компрессором низкого давления 4. Эти лопатки вентилятора 18 имеют очень большой диаметр и соответственно высокую инерцию. Кроме того, эти лопатки вентилятора могут подвергнуться разрушению в том случае, когда в процессе полета самолета в результате аварии в контакт с этими лопастями входит некоторое постороннее тело, например птица.
Таким образом, в случае разрушения лопатки вентилятора возникает существенная несбалансированность на первом вращающемся элементе 10, что создает на этом элементе значительные усилия вибрационного характера, которые передаются на второй вращающийся элемент 9 и на статор 2 посредством переднего подшипника 13. Повреждения, создаваемые этими чрезмерными усилиями, способны распространяться на всю конструкцию турбореактивного двигателя 1. Именно поэтому уже известно использование в качестве переднего подшипника 13 так называемого "плавкого" подшипника, то есть подшипника, способного разрушаться или изменять свои характеристики другим образом в том случае, когда на первом вращающемся элементе возникает несбалансированность определенной величины. Подшипник 13 этого типа обычно содержит некоторый инициатор разрушения или элемент пониженной механической прочности, располагающийся в непосредственной близости от первого вала 12, причем в общем случае речь идет об участке его конструкции, которая связывает его со статором 2 и имеет специально уменьшенную толщину или соединительный болт малого диаметра, резьбовой стержень которого может быть срезан. Пример реализации подшипника такого типа описан в патенте US 5417501. Инициатор разрушения такого подшипника рассчитывается таким образом, чтобы он мог разорваться или разрушиться в том случае, когда появляется несбалансированность определенной величины, так, чтобы передний подшипник 13 отсоединялся от статора 2 и переставал поддерживать первый вал 12, который при этом становится свободным и может совершать колебания, качаясь относительно заднего подшипника 16 и не производя при этом чрезмерных усилий, воздействующих на статор 2. При этом пилот самолета, столкнувшись с проблемой подобного рода, обычно выключает соответствующий двигатель (то есть прекращает подачу топлива в этот двигатель), что позволяет больше не приводить валы 11 и 12 принудительно во вращательное движение. Вследствие этого скорость вращения этих валов 11 и 12 уменьшается и второй вал 11 постепенно прекращает свое вращение. Поскольку в этом случае самолет продолжает полет, вентилятор 19 приводится во вращательное движение продолжающим проходить через него набегающим потоком воздуха, который заставляет этот вентилятор вращаться относительно медленно (по сравнению с его обычной скоростью вращения) и приводит во вращательное движение первый вал 12. При этом обычно говорят об эффекте авторотации первой вращающейся системы 10 и вала 12.
Существенные повреждения могут возникнуть в период между тем моментом, когда передний подшипник 13 разрушается, и тем моментом, когда первый вал 12 начинает вращаться с относительно небольшой скоростью вследствие авторотации, то есть в том случае, когда валы 11 и 12 еще продолжают вращаться с высокой скоростью и касаются друг друга в зоне их непосредственной близости 17, как это можно видеть на фиг.2, по причине качания первого вала 12 относительно заднего подшипника 16. В процессе этого механического контакта между вращающимися валами происходит существенное повышение температуры, возникающее в результате трения, которое является следствием одновременно различных и очень высоких скоростей вращения двух этих валов 11 и 12 (например, скоростей вращения на уровне 4500 об/мин и 17000 об/мин). Рассеивание тепловой энергии, сконцентрированной в ограниченной зоне контакта 20 на окружности первого вала 12 таково, что этот вал 12 повреждается в этом месте и переходит в металлургическое состояние, в котором он оказывается менее прочным и даже способным разрушиться. При этом известна опасность потери вентилятора 19 вследствие разрушения первого вала 12. Кроме того, поскольку контакт между упомянутыми валами приводит также и к повреждению второго вала, в процессе ремонта или восстановления обычно требуется заменить оба вала 11 и 12.
Для того чтобы устранить эти недостатки, существует известное техническое решение, описанное в патенте FR 2773586 и имеющее целью обеспечить быстрое выравнивание скоростей вращения двух валов 11 и 12 таким образом, чтобы ограничить трение между ними и соответственно уменьшить нагрев этих валов. Это техническое решение состоит в нанесении, в зоне 17 непосредственной близости этих валов, на первый вал 12, который вращается с меньшей скоростью, чем второй вал 11, специального покрытия, обеспечивающего возможность механической обработки путем шлифовки или эквивалентной механической обработки и обладающего малой теплопроводностью. Такое покрытие может представлять собой слой двуокиси циркония, насыщенной иттрием двуокиси циркония, двуокиси алюминия, борида или карбида.
Однако, несмотря на относительно малую теплопроводность такого покрытия, отмечается, что способность этого покрытия к механической обработке путем шлифовки приводит к значительному нагреву (часто обеспечивающему повышение температуры до уровня, превышающего 1000°С), который ухудшает механические свойства обоих валов 11 и 12 таким образом, что опасность разрушения первого вала 12 и все драматические последствия такого разрушения оказываются вполне возможными.
Техническая задача предлагаемого изобретения состоит в том, чтобы наилучшим образом защитить упомянутый первый вал и исключить всякую опасность его разрушения.
Для решения этой технической задачи объектом предлагаемого изобретения является газотурбинный двигатель, имеющий в своем составе, по меньшей мере, одну первую вращающуюся систему, содержащую первый вал, статор и подшипники, жестко связанные с упомянутым статором и способные удерживать упомянутый вал, причем один из этих подшипников способен разрушаться или изменять свои характеристики в том случае, когда в этой вращающейся системе появляется несбалансированность определенной величины, отличающийся тем, что по меньшей мере один участок упомянутого вала содержит покрытие, которое представляет собой по меньшей мере одну деталь, изготовленную из ткани, пропитанной смолой, и которое предназначено для вхождения в механический контакт с близлежащими к этому валу частями данного газотурбинного двигателя в том случае, когда возникает упомянутая несбалансированность.
Новый тип покрытия, используемого для защиты первого вала, позволяет ограничить трение и соответственно нагрев между этим валом и упомянутыми близлежащими частями газотурбинного двигателя.
Прежде, чем перейти к преимуществам газотурбинного двигателя в соответствии с предлагаемым изобретением, следует отметить, что такой двигатель может иметь в своем составе одну или несколько вращающихся систем. Таким образом, в том случае, когда данный газотурбинный двигатель содержит одну единственную вращающуюся систему, близлежащая часть этого двигателя, в механический контакт с которой эта вращающаяся система будет входить в случае разрушения лопасти вентилятора, принадлежит статору. Зато в случае, когда данный газотурбинный двигатель содержит несколько вращающихся систем, упомянутая близлежащая часть этого двигателя может принадлежать как статору, так и одной из этих вращающихся систем.
Предпочтительным образом газотурбинный двигатель в соответствии с предлагаемым изобретением представляет собой авиационный двигатель и, более конкретно, турбореактивный авиационный двигатель. С учетом вышеизложенного становится понятным, что этот турбореактивный двигатель может быть одновальным, двухвальным или трехвальным. В частном случае, когда турбореактивный двигатель является двухвальным, то есть аналогичным двигателю, схематически представленному на фиг.1, он содержит вторую вращающуюся систему с вторым валом, причем концентрически расположенные первый и второй валы имеют возможность вращаться с различными скоростями и первый вал вращается с меньшей скоростью, чем второй вал. В турбореактивном двигателе этого типа упомянутая близлежащая к первому валу часть этого двигателя предпочтительным образом принадлежит второму валу.
Предлагаемое изобретение отличается характером покрытия, нанесенного по окружности на некоторый отрезок первого вала. Как уже было сказано выше, это композитное покрытие содержит тканую деталь, пропитанную смолой. Использование такого покрытия позволяет, с одной стороны, защитить упомянутый отрезок вала, исключая его непосредственный контакт с упомянутой близлежащей к данному валу частью двигателя, а с другой стороны, ограничить трение между содержащим это покрытие отрезком вала и этой близлежащей частью.
Предпочтительным образом для уменьшения трения в еще большей степени смола пропитки содержит сухие смазывающие вещества, позволяющие уменьшить коэффициент трения между упомянутым покрытием и близлежащими частями двигателя. Эти смазывающие вещества предпочтительным образом выбираются среди следующих веществ: графит, дисульфид молибдена, нитрид бора, и добавляются к смоле в пропорциях от нескольких процентов до 30%, и даже до 40%, в зависимости от используемого в данном случае смазывающего вещества, и средний размер частиц используемого сухого смазывающего вещества имеет величину в диапазоне от 2 до 10 микрометров.
Очевидно, что ограничение трения осуществляется в ущерб торможению вращения первого вала, и тем не менее это гарантирует высокую безопасность, причем опасность разрушения вала сведена практически к нулю. Действительно, ограничивая трение, обеспечивают ограничение нагрева находящихся в механическом контакте элементов и сохранение их механических свойств, в частности, их устойчивость к разрушению и усталостную прочность.
Предпочтительным образом выбирают смолу с малой теплопроводностью, хорошей устойчивостью по отношению к высоким температурам и удовлетворительными механическими свойствами. В качестве примера таких смол можно упомянуть эпоксидные смолы, бисмалеимидные смолы и фенольные смолы. Стойкость смолы по отношению к воздействию высокой температуры должна выбираться, в частности, в функции нормальных условий функционирования первого вала, то есть при отсутствии всякого механического контакта этого вала с близлежащими частями двигателя: когда температура вала в нормальных условиях функционирования не превышает 120°, можно использовать эпоксидные смолы, а при более высоких температурах будут более предпочтительными бисмалеимидные смолы и особенно фенольные смолы.
Упомянутая тканая деталь позволяет повысить механическую прочность покрытия в том случае, когда это покрытие входит в механический контакт с близлежащими частями данного турбореактивного двигателя. Эта тканая деталь предварительно пропитывается смолой, после чего обматывается вокруг первого вала, или же наоборот, сначала обматывается вокруг вала, а затем пропитывается смолой. Упомянутая деталь может быть обмотана вокруг вала несколько раз таким образом, чтобы отрегулировать толщину покрытия и/или повысить его механическую прочность.
Предпочтительным образом упомянутая тканая деталь образована оплеткой из волокон и обматывается вокруг упомянутого отрезка вала.
В соответствии с другим способом осуществления предлагаемого изобретения упомянутая тканая деталь представляет собой муфту, сплетенную из волокон, которая может быть надета на первый вал. Эта форма тканой детали и такая ее специфическая способность облегчают установку этой детали.
В то же время снабженный упомянутым покрытием отрезок вала обычно располагается между двумя смежными частями этого вала, имеющими диаметр, превышающий диаметр подлежащего нанесению покрытия отрезка этого вала, таким образом, что размещение муфты вокруг этого отрезка может оказаться достаточно сложной операцией. В частности, если выбирают муфту, диаметр которой превышает наибольший диаметр этого вала, будет существовать некоторый зазор между этой муфтой и поверхностью подлежащего покрытию отрезка вала, и этот зазор может создавать проблемы при нанесении смолы для фиксации этого покрытия на валу или для обеспечения удовлетворительного поведения этого покрытия на валу.
Для решения этой дополнительной проблемы волокна муфты предпочтительным образом сплетаются так, чтобы эта муфты могла быть деформируемой. Таким образом, в том случае, когда муфту надевают на вал, ее растягивают в радиальном направлении для того, чтобы увеличить ее диаметр и пройти те части вала, которые имеют диаметр, превышающий диаметр подлежащего нанесению покрытия отрезка вала, что позволяет легко установить муфту на отрезок вала. После правильного размещения упомянутой муфты ее растягивают в осевом направлении для того, чтобы уменьшить ее диаметр и обеспечить обжатие муфты вокруг упомянутого отрезка вала.
Предпочтительным образом для еще большего облегчения установки упомянутой муфты она может быть сделана упругодеформируемой. Эта упругость или эластичность может быть обеспечена, например, путем специального переплетения волокон и процентным содержанием используемых волокон. При этом размеры муфты выбираются таким образом, чтобы ее диаметр в состоянии покоя не превышал наружного диаметра подлежащего покрытию отрезка вала. Таким образом, упомянутая муфта сама обтягивает контур вала на уровне подлежащего покрытию отрезка вала так, что не существует никакого зазора между валом и этой муфтой.
Предпочтительным образом для регулировки толщины покрытия и/или повышения его механической прочности можно надеть несколько таких муфт на вал и расположить их одну поверх другой.
В соответствии с другим способом осуществления предлагаемого изобретения ставится задача существенно затормозить вращение первого вала после того, как скорость его вращения уменьшится в достаточной степени вследствие выключения данного газотурбинного двигателя (в том случае, когда этот газотурбинный двигатель представляет собой авиационный двигатель, решение о выключении двигателя принимает пилот). То есть в том случае, когда появляется недопустимый уровень несбалансированности и первый вал вращается очень быстро, прежде всего, стремятся, как об этом уже было сказано выше, ограничить трение между этим первым валом и близлежащими частями данного газотурбинного двигателя при помощи покрытия из пропитанной смолой ткани. Таким образом достигают ограничения нагрева, который является тем более значительным, чем больше оказывается интенсивность трения и чем выше будет скорость вращения первого вала по отношению к упомянутым близлежащим к нему частям двигателя. После того, как скорость вращения первого вала сама уменьшится в достаточной степени, можно обеспечить, без риска слишком существенного нагрева, интенсивное торможение вращения вала, увеличивая трение между ним и упомянутыми близлежащими к нему частями двигателя при помощи материала, отличного от упомянутого покрытия из пропитанной смолой ткани. В этом случае для увеличения трения между упомянутым отрезком вала и его покрытием размещают такой первый промежуточный слой, чтобы коэффициент трения между этим промежуточным слоем и упомянутыми близлежащими к валу частями газотурбинного двигателя был более высоким, чем коэффициент трения, существующий между упомянутым покрытием и этими близлежащими частями. Коэффициент трения между этим промежуточным слоем и близлежащими частями двигателя выбирается достаточно большим для обеспечения интенсивного торможения первого вала.
В соответствии с еще одним способом осуществления предлагаемого изобретения предусматривается размещение некоторого второго промежуточного слоя между соответствующим отрезком первого вала и упомянутым покрытием или между этим отрезком вала и упомянутым первым промежуточным слоем, причем этот второй промежуточный слой предназначен для исключения формирования явления гальванической коррозии между валом и покрытием или между валом и первым промежуточным слоем.
Другие характеристики и преимущества предлагаемого изобретения будут лучше понятны из приведенного ниже подробного описания способов его осуществления, представленных в качестве не являющихся ограничительными примеров, со ссылками на приведенные в приложении чертежи, среди которых:
фиг.1 представляет собой схематический вид в продольном разрезе авиационного турбореактивного двигателя известного типа;
фиг.2 представляет собой схематический вид в разрезе по плоскости II-II, показанной на фиг.1, двух валов турбореактивного двигателя, показанного на фиг.1, в том случае, когда первый вал оказывается свободным по колебательному движению;
фиг.3 представляет собой схематический вид в разрезе части газотурбинного двигателя в соответствии с предлагаемым изобретением, на котором покрытие, размещенное на некотором участке первого вала, представлено с разрывами;
фиг.4 представляет собой схематический вид в разрезе, аналогичный виду, показанному на фиг.3, но иллюстрирующий второй способ выполнения газотурбинного двигателя в соответствии с предлагаемым изобретением;
фиг.5 представляет собой схематический вид в разрезе, аналогичный виду, показанному на фиг.3, но иллюстрирующий третий способ выполнения газотурбинного двигателя в соответствии с предлагаемым изобретением.
На фиг.1, уже описанной выше, схематически представлен авиационный двухвальный двухконтурный турбореактивный двигатель хорошо известного типа. Здесь следует выделить ближнюю зону 17, в которой первый вал 12 и второй вал 11 располагаются очень близко друг к другу. Именно в этой зоне два вала 12 и 11 могут входить в механический контакт друг с другом в том случае, когда так называемый плавкий подшипник 13 разрушается или изменяет свои характеристики вследствие разрушения лопасти вентилятора 19. На фиг.2 представлен схематический вид в разрезе по плоскости II-II, перпендикулярной к оси первого вала и проходящей через упомянутую зону близости 17. На этой фиг.2 представлен первый вал 12, который в данном случае имеет возможность свободно перемещаться внутри второго вала 11 вследствие разрушения плавкого подшипника 13 и входить в механический контакт с вторым валом 11 в зоне контакта 20.
Газотурбинные двигатели, частично схематически представленные на фиг.3, 4 и 5 в качестве примеров осуществления предлагаемого изобретения, представляют собой авиационные двухвальные двухконтурные турбореактивные двигатели, аналогичные описанному выше турбореактивному двигателю, схематически представленному на фиг.1. Вследствие этого обстоятельства одни и те же цифровые позиции используются для обозначения элементов, являющихся общими для предлагаемого изобретения и для прототипа из существующего уровня техники.
На фиг.3, 4 и 5 представлена только часть газотурбинного двигателя, располагающаяся в окрестности упомянутой зоны близости 17. На этих фигурах можно видеть, что первый вал 12, или вал низкого давления, удерживается при помощи переднего плавкого подшипника 13, жестко связанного со статором 2 и способного разрушаться на уровне зон пониженной механической прочности 23. Вокруг первого вала 12 располагается второй вал 11 (причем два эти вала являются концентрическими), удерживаемый передним подшипником 14, жестко связанным со статором 2. Два эти вала являются особенно близко расположенными друг к другу в ближней зоне 17. Отрезок 30 первого вала 12, располагающийся в этой зоне 17, с каждой из сторон содержит части этого первого вала, имеющие наружные диаметры, превышающие наружный диаметр его отрезка 30.
Как это можно видеть на фиг.3, участок 30 первого вала содержит композитное покрытие, образованное муфтой 32, изготовленной из переплетенных волокон 34, пропитанных фенольной смолой. Эта смола может иметь в своем составе сухие смазывающие вещества, такие как графит, дисульфид молибдена, нитрид бора или любое другое известное сухое смазывающее вещество. Волокна 34, по существу, представляют собой пряди углеродных волокон, арамидных волокон или стекловолокна и переплетаются таким образом, чтобы обеспечить некоторую упругость муфты 32 с целью облегчения установки этой муфты. Таким образом, в том случае, когда упомянутую муфту надевают на вал, она легко деформируется в функции различных диаметров вала, а когда эта муфта оказывается на уровне отрезка 30 этого вала, она плотно охватывает этот отрезок. Затем обеспечивают пропитку этой муфты смолой.
Волокна 34 муфты ориентированы таким образом, чтобы повысить механическую прочность покрытия. Коэффициент трения между фенольной смолой, используемой для пропитки упомянутого покрытия, и близлежащими частями данного турбореактивного двигателя, с которыми это покрытие может входить в механический контакт, является относительно небольшим. В рассматриваемом здесь примере осуществления упомянутая близлежащая часть турбореактивного двигателя представляет собой второй вал 11. В общем случае, когда этот второй вал 11 изготовлен из титанового сплава, упомянутый коэффициент трения имеет величину в диапазоне от 0,1 до 0,6. В частности, например, для фенольной смолы этот коэффициент трения имеет величину порядка 0,3. Таким образом, трение и соответственно нагрев элементов конструкции являются относительно небольшими, что позволяет не допустить снижения механической прочности первого вала 12.
Износ такого покрытия является более или менее значительным в зависимости от характера используемых материалов, величины различия между скоростями вращения первого и второго валов турбореактивного двигателя и температуры в упомянутой зоне 17.
В соответствии с частным способом осуществления предлагаемого изобретения, схематически представленным на фиг.4, отрезок вала 30 прежде всего покрывают первым промежуточным слоем 36, а затем размещают на этом промежуточном слое 36 композитное тканое покрытие, пропитанное смолой. Этот промежуточный слой 36 изготавливается, например, из графита. Коэффициент трения между этим промежуточным слоем 36 и вторым валом 11 является более высоким, чем коэффициент трения между упомянутым тканым покрытием и валом 11, и имеет величину, например в диапазоне от 0,6 до 0,9. Промежуточный слой 36 входит в контакт с вторым валом 11 в том случае, когда упомянутое покрытие оказывается полностью изношенным. Механическую прочность и толщину покрытия выбирают таким образом, чтобы контакт между первым промежуточным слоем 36 и вторым валом 11 устанавливался только после того, как скорость вращения первого вала 12 окажется уменьшенной в достаточной степени. Поскольку эта скорость является относительно небольшой, нагрев оказывается ограниченным, несмотря на высокий коэффициент трения между промежуточным слоем 36 и вторым валом 11.
В соответствии с частным способом осуществления предлагаемого изобретения, схематически представленным на фиг.5, между первым промежуточным слоем 36 и первым валом 12 размещают второй промежуточный слой 38. Этот промежуточный слой 38 предназначен для исключения возникновения явления гальванической коррозии между валом 12, изготовленным, например, из стали "mаrаging" или из высокопрочной стали, и первым промежуточным слоем 36. Предпочтительным образом этот второй промежуточный слой 38 представляет собой слой эпоксифенольной краски или краски с алюминиевым пигментом.