Результат интеллектуальной деятельности: РЕГУЛИРУЕМОЕ СОПЛО ГАЗОТУРБИННОГО ДВИГАТЕЛЯ

Изобретение относится к авиадвигателестроению, в частности к регулируемым соплам газотурбинных двигателей.

Известно регулируемое сопло газотурбинного двигателя, содержащее наружные и внутренние створки и механизм управления створками, расположенный в межстворочном пространстве (см. патент Франции 2734323, кл. F 02 K 1/12, опубл. 17.04.85).

Недостатки данного сопла заключаются в том, что продукты сгорания (а также продукты неполного сгорания) через зазоры между створками и узлами крепления внутренних створок к фланцам двигателя попадают в межстворочное пространство, где частично перемешиваясь с наружным воздухом, образуют газ (смесь воздуха и продуктов полного и неполного сгорания) с высокой температурой и повышенным по сравнению с наружным давлением. Под влиянием высокой температуры продукты неполного сгорания реагируют с кислородом, при этом на створках сопла и деталях механизма управления соплом откладываются сажа, смолы и кокс. В результате попадания указанных продуктов в зазоры между трущимися парами деталей уменьшается надежность работы механизма управления соплом.

Из-за наличия торцевого зазора между внутренними и наружными створками увеличивается площадь сечения среза сопла, определяемого диаметром наружных створок. При этом в полете возникает дополнительное аэродинамическое сопротивление при обтекании кормовой части самолета, приводящее к ухудшению аэродинамических характеристик самолета.

Наиболее близким к предложенному соплу является регулируемое сопло газотурбинного двигателя, содержащее обтекатель, наружные и внутренние створки, установленные с возможностью их взаимного углового перемещения и соединенные друг с другом, механизм управления соплом, расположенный в межстворочном пространстве, и устройство для охлаждения и подпитки сопла в виде утопленных в корпус и выступающих из корпуса воздухозаборников. При полете самолета для охлаждения межстворочного пространства используется скоростной напор набегающего внешнего потока (см. патент РФ 2034167, кл. F 02 K, опубл. 30.04.95).

Недостатки данного сопла заключаются в следующем. Продукты сгорания, попадающие в межстворочное пространство, проходят по всей длине межстворочного пространства, обтекая створки и механизмы управления створками, прежде чем удалятся через торцевой зазор между внутренними и наружными створками сопла.

Выступающие из корпуса воздухозаборники обуславливают наличие повышенного аэродинамического сопротивления.

Указанные недостатки отрицательно сказываются на надежности работы механизмов управления соплом и на аэродинамических характеристиках самолета.

Изобретением решается задача повышения надежности работы сопла путем улучшения вентиляции межстворочного пространства и уменьшения температуры деталей сопла.

Для достижения названного технического результата в регулируемом сопле газотурбинного двигателя, содержащем обтекатель, наружные и внутренние створки, соединенные друг с другом с возможностью их взаимного углового перемещения, в наружных створках и обтекателе выполнены отверстия, каждое из которых имеет максимальный размер, составляющий не более 0,5 от толщины, соответственно, наружной створки и обтекателя.

Оси отверстий в наружных створках могут быть расположены под острым углом к продольной оси сопла по направлению к выходному сечению сопла.

Оси отверстий в обтекателе могут быть расположены под тупым углом к продольной оси сопла по направлению к выходному сечению сопла.

Наружные и внутренние створки могут быть соединены между собой со стороны выходного сечения сопла упругой пластиной или шарнирно с уплотнением, расположенным между створками.

Наличие отверстий в наружных створках и обтекателе, имеющих максимальный размер, составляющий не более 0,5 от толщины, соответственно, наружной створки и обтекателя, позволяет обеспечить оптимальный режим вентиляции межстворочного пространства, уменьшить температуру деталей сопла и, как следствие, повысить надежность работы сопла.

Наличие отверстий в наружных створках также позволяет либо исключить зазор в соединении наружных и внутренних створок со стороны выходного сечения сопла, либо уменьшить его величину (в зависимости от конкретного исполнения конструкции). Благодаря этому уменьшается площадь выходного сечения сопла, определяемого диаметром наружных створок, что обеспечивает благоприятные условия для обтекания кормовой части самолета.

Благодаря расположению осей отверстий в наружных створках под острым углом к продольной оси сопла по направлению к выходному сечению сопла улучшаются аэродинамические характеристики самолета, так как газ, истекающий через отверстия в наружных створках из межстворочного пространства, сдувая наружный поток, создает ламинарный пограничный слой на поверхности наружных створок и уменьшает сопротивление обтекания по поверхности сопла от воздействия наружного потока.

Благодаря расположению осей отверстий в обтекателе под тупым углом к продольной оси сопла по направлению к выходному сечению сопла увеличивается расход воздуха в межстворочное пространство через поверхность обтекателя.

Уменьшить до минимально возможного зазор в соединении наружных и внутренних створок на выходном сечении сопла можно, соединив створки шарнирно. В этом случае целесообразна установка уплотнения для уменьшения расхода газа, протекающего через межстворочное пространство. Использовав гибкую пластину, стягивающую створки между собой, можно соединить створки без зазора. В обоих случаях выполнения увеличивается доля расхода газа через отверстия в наружных створках и уменьшается доля расхода газа, протекающего по всей длине межстворочного пространства и ухудшающего условия работы механизма управления соплом.

На фиг. 1 схематично изображено регулируемое сопло; на фиг.2 - узел А фиг. 1 в увеличенном масштабе; на фиг.3 - узел Б фиг.1 в увеличенном масштабе; на фиг.4 схематично изображен узел В соединения наружных и внутренних створок регулируемого сопла с применением шарнира и уплотнением между створками (частный вариант исполнения); на фиг.5 схематично изображен узел В соединения наружных и внутренних створок регулируемого сопла с упругой пластиной между створками (частный вариант исполнения).

Сопло содержит обтекатель 1 с отверстиями 2, наружные створки 3 с отверстиями 4, внутренние створки 5, механизм 6 управления внутренними (дозвуковыми) створками 5, механизм 7 управления внутренними (сверхзвуковыми) створками 5 сопла.

Для соединения наружных и внутренних створок 3, 5 применяется либо шарнир 8 с уплотнением 9 (фиг.4), либо гибкая пластина 10 (фиг.5).

Пластина 10 представляет собой пружину, выполненную в виде полукольца, равную по ширине створкам 3, 5, закрепленную в пазах, выполненных в створках 3, 5. Пружина работает на сжатие, в результате этого наружные и внутренние створки 3, 5 соприкасаются между собой.

Отверстия 2, 4 могут иметь различную форму - круглую, овальную, в виде щели и т.д. В зависимости от этого под максимальным размером следует понимать наибольший размер между стенками отверстия в сечении, перпендикулярном его продольной оси. Распределение отверстий по площади наружных створок и обтекателя, а также их оптимальный размер, форма и угол наклона к продольной оси сопла зависят от конкретного исполнения самолета, двигателя и сопла.

Конструкции механизмов 6, 7 управления створками 5 сопла включают силовой привод (например, гидропривод или пневмопривод) и детали кинематики, связывающие силовой привод со створками сопла (см., например, Г.С. Скубачевский. Авиационные газотурбинные двигатели, Машиностроение, Москва, 1969, стр. 451-453).

Сопло работает следующим образом.

При полете самолета перепад давления на турбине двигателя и соответственно обороты турбины регулируются посредством изменения площади критического сечения сопла, а площадь выходного сечения сопла, как правило, определяется исходя из равенства статического давления наружного и внутреннего потоков. Для обеспечения этих условий автоматика двигателя изменяет площади проходных сечений сопла, образованных контуром внутренних створок 5. Внутренние и связанные с ними кинематически наружные створки перемещаются под воздействием механизмов 6, 7 управления.

В межстворочное пространство наружный воздух попадает через отверстия 2 в обтекателе 1 под воздействием скоростного напора. Расход наружного воздуха в межстворочном пространстве определяется функцией скоростного напора внешнего потока, углом наклона осей отверстий к вектору внешнего потока, а также площадью и коэффициентом расхода отверстий в обтекателе.

В свою очередь, через зазоры между внутренними створками 5 и через зазоры в узлах крепления внутренних створок к фланцам двигателя могут поступать продукты полного и неполного сгорания. В результате натекания наружного воздуха и продуктов сгорания в межстворочном пространстве имеет место смесь воздуха и продуктов сгорания (газ), имеющий более высокую температуру и давление по сравнению с температурой и статическим давлением внешнего потока воздуха. При наличии положительного перепада давления между давлением в межстворочном пространстве и статическим давлением в наружном потоке, газ истекает из межстворочного пространства через отверстия 4 в наружных створках 3.

Таким образом, происходит вентиляция межстворочного пространства, а точнее, там создается сложное трехмерное течение газа, позволяющее понизить температуру конструкции сопла и уменьшить в указанном пространстве концентрацию продуктов полного и неполного сгорания, увеличивая тем самым надежность работы сопла.

Благодаря тому, что оси отверстий в наружных створках 3 составляют с продольной осью сопла острый угол по направлению к выходному сечению сопла, газ, истекающий через отверстия в наружных створках, создает ламинарный подслой, напряжение трения в котором меньше, чем в турбулентном, имеющем место при обтекании поверхности наружных створок сопла. Благодаря этому сопротивление трения по наружной поверхности сопла уменьшается, позволяя улучшить аэродинамические характеристики самолета.