ВЫХОДНОЕ УСТРОЙСТВО ГАЗОТУРБИННОГО ДВИГАТЕЛЯ

Предложение относится к машиностроению, в частности к конструкции выходных устройств газотурбинных двигателей и может быть использовано в любых конструкциях, работающих в горячих средах, в частности в качестве выходного устройства турбовального газотурбинного двигателя со свободной турбиной при его установке на самолет.
Выходное устройство газотурбинного двигателя предназначено для отвода отработавших в турбинах газов за пределы силовой установки с минимальными гидравлическими потерями.
Детали проточной части выходных устройств работают в тяжелых условиях. При работе газотурбинного двигателя температура газов за турбиной достигает значения ~500°С и, если корпус выходного устройства выполнен неохлаждаемым, то температура стенки становится практически равной температуре газов. Такая температура наружных корпусов является недопустимой, так как является потенциальным источником пожара. Как правило, элементы конструкций покрывают теплоизоляцией и/или охлаждают.
Известна теплозащитная конструкция летательных аппаратов, включающая пористый экран с минимальным коэффициентом черноты,
помещенный между внешней обшивкой и слоем абсорбирующей ткани, укрепленной на внутренней обшивке [1].
Недостатками известного устройства являются низкая эффективность теплозащиты элементов летательного аппарата, увеличение веса последнего из-за наличия теплоизоляционной набивки между корпусом и экраном, значительный расход хладагента для жидкостного охлаждения.
Известно выходное устройство турбореактивного двигателя, включающее выпускной канал в виде наружной конусной трубы, выходное сопло, затурбинный конусный обтекатель [2].
В данном устройстве конусная труба имеет наружный слой теплоизоляции. Он содержит слой асбестовой ткани, обтянутый сеткой из спиральной проволоки, и нескольких слоев гофрированной алюминиевой фольги. Снаружи теплоизоляция закрыта алюминиевым кожухом.
Недостатком известного устройства является то, что применение указанной теплоизоляции увеличивает вес двигателя и не обеспечивает свободу температурных деформаций элементов конструкции.
Известно средство для охлаждения выходного устройства, включающее корпус и охлаждаемый воздухом теплозащитный экран, установленный снаружи на корпус [3].
Недостатком известного устройства является то, что даже для небольшого снижения температуры поверхностей корпуса и экрана необходимо обеспечить равномерную подачу значительного объема охлаждающего воздуха, используя для этого часть мощности двигателя. При использовании этого технического решения в выходном устройстве, асимметричном относительно выхода вала назад, а именно с поворотом потока газов под углом к оси двигателя, возможно появление застойных зон в районе выхода вала. В связи с этим возникает необходимость в специальных устройствах для омывания и охлаждения застойных зон, что увеличивает массу двигателя и снижает его надежность.
Наиболее близким по технической сущности и достигаемому результату к заявляемому решению является выходное устройство газотурбинного двигателя, содержащее изогнутый корпус, внутренний канал для прохода вала назад, образованный конической поверхностью внутри газового тракта двигателя, и экран для защиты стенок корпуса и канала от высоких температур [3].
В данном устройстве теплозащитный экран выполнен с внутренней зеркальной поверхностью и наружной поверхностью с высокой степенью черноты, изготовлен из металла с высокой теплопроводностью, с высоким и большим, чем у корпуса, коэффициентом линейного расширения и установлен снаружи на корпус с зазором постоянной величины, определенной из теплового баланса между корпусом и экраном.
Известное устройство позволяет снизить температуру корпуса без обдува охлаждающим воздухом, за счет улучшенного по сравнению с уровнем техники теплозащитного экрана, и, следовательно, исключить потери мощности двигателя, увеличить надежность и долговечность летательного аппарата.
Однако в известном решении сохраняется возможность перегрева элементов конструкции.
Технический результат заявляемого решения заключается в повышении эффективности охлаждения выходного устройства с минимальными затратами путем оптимальной организации движения теплового потока внутри устройства.
Для достижения указанного технического результата в выходном устройстве газотурбинного двигателя, преимущественно для вертолета, содержащем изогнутый корпус, выполненный с поворотом потока газов под углом к оси двигателя, внутренний канал для вывода вала назад, теплозащитный экран с внутренней зеркальной поверхностью и наружной поверхностью с высокой степенью черноты, изготовленный из металла с высокой теплопроводностью, с высоким и большим, чем у корпуса,
коэффициентом линейного расширения и установленный снаружи на корпус с зазором постоянной величины, определенной из теплового баланса между корпусом и экраном, согласно предложению, наружная поверхность корпуса выполнена с высокой степенью черноты, а зазор образован с возможностью продувки его атмосферным воздухом.
Также, согласно предложению, для организации прохода воздуха в зазор в элементах между поверхностями экрана и корпуса образованы каналы для входа и выхода потока воздуха.
Наличие отличительных признаков, а именно, выполнение наружной поверхности корпуса с высокой степенью черноты, возможность продувки зазора между корпусом и экраном атмосферным воздухом через каналы для входа и выхода потока воздуха, свидетельствует о соответствии заявляемого технического решения критерию патентоспособности «новизна».
Сущность предложения поясняется чертежами, где на фиг.1 представлен общий вид выходного устройства; на фиг.2 показан фрагмент устройства с каналом для выхода воздуха из зазора между корпусом и экраном; на фиг.3 изображен фрагмент крепления экрана к корпусу.
Следует учесть, что на чертежах для большей ясности представлены только те детали, которые необходимы для понимания существа технического решения, а сопутствующие элементы, хорошо известные специалистам в данной области, на чертежах не представлены.
В приведенном примере конкретного выполнения заявляемое выходное устройство выполнено на авиационном турбовальном газотурбинном двигателе, установленном на самолет. Двигатель представляет собой тепловую машину, в которой происходит преобразование энергии, выделяемой при сгорании топлива, в механическую работу на выходном валу свободной турбины, кинематически не связанной с турбиной компрессора. Являясь основным источником энергии, он служит для привода несущих (несущего и рулевого) винтов и агрегатов различных систем вертолета.
Выходное устройство обеспечивает отвод отработавших горячих газов
под углом от оси двигателя за пределы силовой установки летательного аппарата.
Устройство включает изогнутый корпус 1, выполненный с поворотом потока газов под углом к оси двигателя (фиг.1). Внутри корпуса 1 расположен затурбинный внутренний канал 2 с валом свободной турбины, который выведен назад по продольной оси двигателя и при этом пересекает корпус 1.
На корпус 1 эквидистантно его наружной поверхности установлен теплозащитный экран 3. Внутренняя поверхность экрана 3 выполнена зеркальной, то есть с низкой степенью черноты.
Для алюминиевых сплавов, например Д16, низкую степень черноты получают прокаткой с естественным или искусственным старением при изготовлении листов. Наружная поверхность экрана 3 выполнена с высокой степенью черноты, что обеспечивается ее эмалированием или термомеханической обработкой.
Экран 3 изготовлен из металла с высокой теплопроводностью, с высоким и большим, чем у корпуса 1, коэффициентом линейного расширения. Это обеспечивает отсутствие деформаций при разных температурах нагрева корпуса 1 и экрана 3.
При этом экран 3 установлен снаружи на корпус 1 посредством кронштейнов 4 с зазором 5 постоянной величины, определенной из теплового баланса между корпусом 1 и экраном 3.
Выполнение экрана 3 с низкой степенью черноты изнутри и с высокой степенью черноты снаружи, а также расположение его на определенном расстоянии от горячего корпуса 1 обеспечивает надежное снижение температуры экрана 3 да заданной при любой конфигурации и конструкции выходного устройства при минимальной массе.
Наружная поверхность корпуса 1 выполнена с высокой степенью черноты, а зазор 5 образован с возможностью продувки его атмосферным воздухом. Устройство содержит элементы 6, выполненные с радиальными
каналами 7, которые предназначены для забора и выхода атмосферного воздуха на охлаждение деталей выходного устройства.
Устройство работает следующим образом.
При работе двигателя превращение тепловой энергии в механическую работу происходит в результате осуществления процессов сжатия - расширения рабочего тела (воздуха и газа) при его движении по газовоздушному тракту двигателя.
Выходящие из двигателя газы обладают некоторым запасом тепловой энергии, однако практически не создают реактивную тягу. Это является специфической особенностью вертолетного газотурбинного двигателя с поворотом потока в выходном устройстве.
Охлаждение деталей выходного устройства осуществляется двумя путями: охлаждающим воздухом, поступающим из корпуса сопловых аппаратов свободной турбины и воздухом из окружающей среды, забор которого осуществляется через радиальные каналы 7.
При работе двигателя тепловой поток горячих газов направляется на выход из устройства, нагревая при этом стенку корпуса 1. Наружная поверхность корпуса 1 выполнена с высокой степенью черноты, следовательно, значительное количество тепла излучается, а температура стенки уменьшается. Кроме того, обе стенки, и корпуса 1 и экрана 3, дополнительно охлаждаются циркулирующим в зазоре атмосферным воздухом. При этом при нагреве корпуса 1 и экрана 3 на разный температурный диапазон изменение размеров каждого происходит эквивалентно, не вызывая дополнительных опасных напряжений.
Использование заявляемого технического решения позволяет надежно и эффективно охладить не только корпус выходного устройства, но и теплозащитный экран, с минимальной массой и без потерь мощности двигателя. Снижение температуры корпуса и экрана увеличивает ресурс и безопасность при размещении его в мотогондоле летательного аппарата.
Устройство было разработано на заводе имени В.Я.Климова и успешно использовано на предприятии заказчика.
Из вышесказанного следует, что изготовление данного устройства промышленным способом не вызывает затруднений, предполагает использование освоенных материалов и стандартного оборудования, что свидетельствует о соответствии заявляемого технического решения критерию патентоспособности «промышленная применимость».
Источники информации:
1. Авторское свидетельство SU №169408, В64С 1/40, F28C 3/08, 1965;
4. Масленников М.М., Шальман Ю.Н., «Авиационные газотурбинные двигатели», М., «Машиностроение», 1975, стр.448-449, рис.14.2;
3. Патент US №4071194, F02K 1/82, F28F 13/02, F02K 1/00, 1978;
4. Свидетельство RU №9202, B64D 33/08, 1999.