Авиационный газотурбинный двигатель

Авиационный газотурбинный двигатель содержит на выходе турбины форсажную камеру, продолженную соплом и ограниченную в радиальном направлении теплозащитным кожухом, установленным внутри картера. Картер совместно с теплозащитным кожухом формирует кольцевой канал, в котором во время работы двигателя циркулирует холодный вторичный поток, в выходном конце которого установлена кольцевая диафрагма, жестко соединенная с указанным картером. Сопло содержит множество заслонок, входные концы которых шарнирно соединены с картером и каждая из которых на своей внутренней стороне содержит теплозащитную пластину, ограничивающую вместе с заслонкой проход, в который через диафрагму подается охлаждающий воздух. Подача охлаждающего воздуха в проходы обеспечивается кольцевым каналом, ограниченным снаружи первой гибкой кольцевой прокладкой, удерживаемой во время работы двигателя в положении скользящего упора в выходную внутреннюю сторону картера и во входную внутреннюю сторону заслонок под действием давления холодного вторичного потока. Изнутри канал ограничен второй гибкой кольцевой прокладкой, входной конец которой закреплен на радиально внутренней зоне диафрагмы и выходной конец которой находится в положении скользящего упора во входную внутреннюю сторону теплозащитных пластин. Изобретение позволяет повысить рабочие характеристики двигателя за счет исключения утечек вторичного воздуха между кольцевым каналом и заслонками. 9 з.п. ф-лы, 10 ил.

 

Настоящее изобретение относится к проблемам охлаждения первичных заслонок авиационных газотурбинных двигателей с низким коэффициентом разбавления смеси, оборудованных форсажными камерами.

В частности, оно относится к авиационному газотурбинному двигателю, содержащему на выходе турбины форсажную камеру, продолженную, по меньшей мере, одним соплом и ограниченную в радиальном направлении теплозащитным кожухом, установленным внутри картера, который совместно с теплозащитным кожухом формирует кольцевой канал, в котором во время работы двигателя циркулирует холодный вторичный поток и в выходном конце которого установлена кольцевая диафрагма, жестко соединенная с указанным картером, при этом указанное сопло содержит множество шарнирно соединенных с входным концом указанного картера заслонок, каждая из которых на своей внутренней стороне содержит теплозащитную пластину, ограничивающую вместе с указанной заслонкой проход, в который через указанную диафрагму подается охлаждающий воздух.

Современные военные двигатели работают при все более высоких температурах на выходе турбины, что приводит к возникновению все более высоких температур на уровне заслонок сопла в режимах форсажа. В настоящее время уже достигнут предел термостойкости известных материалов. Поэтому возникает необходимость в гарантированном сроке службы заслонок и поддержании их температуры на уровне, не достигающем этого предела.

Повышение температуры заслонок приводит также к повышению инфракрасного излучения твердых частей двигателя. Для поддержания скрытности самолета на приемлемом уровне также необходимо снижать эту температуру.

Использование воздуха вторичного потока на выходе теплозащитного кожуха является средством, не приводящим к энергетическим потерям для охлаждения заслонок сопла конвекцией.

Кроме того, необходимо, чтобы переход этого потока от неподвижных частей форсажной камеры к подвижным частям сопла происходил в условиях максимальной герметичности.

Из патента US 4645217 известна гибкая уплотнительная прокладка, устанавливаемая между картером форсажной камеры и подвижной в осевом направлении цилиндрической муфтой, на которой установлены заслонки. Эта прокладка, скользящая по муфте и закрепленная на картере, состоит из двух наложенных друг на друга пластин, содержащих чередующиеся осевые щели, и термостойкой ткани, вставленной между двумя пластинами. Концы участков одной пластины, расположенные между двумя последовательными щелями, загнуты по краю другой пластины, закрывая ткань. В данной публикации не указывается, что такой тип прокладки может обеспечить достаточную герметичность между неподвижной кольцевой деталью и совокупностью заслонок, шарнирно соединенных с этой деталью.

В основу настоящего изобретения поставлена задача создания газотурбинного двигателя, в котором утечки вторичного воздуха, в частности, наружу между кольцевым каналом и проходами заслонок устранялись бы для того, чтобы избежать ухудшения рабочих характеристик двигателя.

Данная задача решается благодаря тому, что в авиационном газотурбинном двигателе, содержащем на выходе турбины форсажную камеру (2), продолженную, по меньшей мере, одним соплом (7) и ограниченную в радиальном направлении теплозащитным кожухом (3), установленным внутри картера (4), который совместно с теплозащитным кожухом формирует кольцевой канал (5), в котором во время работы двигателя циркулирует холодный вторичный поток и в выходном конце которого установлена кольцевая диафрагма (6), жестко соединенная с указанным картером (4), при этом указанное сопло (6) содержит множество заслонок (8), входные концы которых шарнирно соединены с картером (4) и каждая из которых на своей внутренней стороне содержит теплозащитную пластину (10), ограничивающую вместе с указанной заслонкой проход (11), в который через указанную диафрагму (6) подается охлаждающий воздух, согласно изобретению подача охлаждающего воздуха в указанные проходы обеспечивается кольцевым каналом, ограниченным снаружи первой гибкой кольцевой прокладкой, удерживаемой во время работы двигателя в положении скользящего упора в выходную внутреннюю сторону картера и во входную внутреннюю сторону заслонок под действием давления холодного вторичного потока, и ограниченным изнутри второй гибкой кольцевой прокладкой, входной конец которой закреплен на радиально-внутренней зоне диафрагмы и выходной конец которой находится в положении скользящего упора во входную внутреннюю сторону теплозащитных пластин.

Таким образом, в рабочем режиме первая прокладка удерживается действием давления вторичного потока в положении скользящего упора в выходную внутреннюю сторону картера и во входную внутреннюю сторону заслонок, что позволяет устранить утечки холодного вторичного потока наружу двигателя. Очевидно, что позиционирование указанной первой прокладки зависит от углового позиционирования заслонок и от возможного расширения различных деталей.

Для обеспечения герметичности между диафрагмой и теплозащитным кожухом между двумя указанными деталями предпочтительно предусмотреть третью гибкую кольцевую прокладку, которая удерживается на входе на указанной диафрагме, и ее выходной конец находится в положении скользящего упора в указанный теплозащитный кожух.

Каждая кольцевая прокладка состоит из множества секторов, каждый из которых содержит две наложенные друг на друга пластины, соединенные между собой и смещенные в окружном направлении для того, чтобы края двух смежных секторов перекрывали друг друга, при этом каждая пластина на выходе содержит множество осевых щелей, перекрываемых другой пластиной.

Эти щели выполнены, по меньшей мере, на половине осевого пространства указанных прокладок, и пластины секторов соединены друг с другом при помощи сварки или пайки.

Такое расположение прокладок обеспечивает достаточную герметичность стенок прокладок и необходимую жесткость.

Диафрагма выполнена в виде кольца, имеющего сечение U-образной формы, ветви которого направлены к входу, а шейка содержит отверстия, при этом радиально наружная ветвь закреплена на картере при помощи средств, обеспечивающих между указанной ветвью и указанным картером кольцевой промежуток, в котором с зазором установлен входной конец первой прокладки.

Такая конструкция обеспечивает удержание входного конца во время работы двигателя действием давления вторичного потока.

Что же касается входного конца второй прокладки, то он удерживается зажатым между опорной пластиной и радиально внутренней стороной радиально внутренней ветви при помощи крепежных заклепок, закрепляющих указанную опорную пластину на указанной ветви.

Входной конец третьей прокладки закрепляют на радиально- внутренней стороне опорной пластины при помощи указанных заклепок, причем заклепки снабжены головками, находящимися в положении скользящего упора в наружную сторону теплозащитного кожуха.

Согласно другому отличительному признаку настоящего изобретения каждую теплозащитную пластину закрепляют на соответствующей заслонке при помощи единственного крепежного устройства, при этом указанную заслонку и указанную пластину взаимообразно стопорят при вращении вокруг указанного крепежного устройства при помощи осевой системы из рельса и полоза, при этом указанная теплозащитная пластина содержит на своем входном конце и на своей радиально внутренней стороне выпуклую в осевом направлении поверхность, обеспечивающую герметичность за счет контакта с выходным концом второй прокладки по всему угловому рабочему диапазону сопла.

Другие преимущества и отличительные признаки настоящего изобретения будут более очевидны из нижеследующего описания, приведенного в качестве примера, со ссылками на прилагаемые фигуры чертежей, в числе которых:

Фиг.1 изображает в полуразрезе по плоскости, содержащей оси газотурбинного двигателя в соответствии с настоящим изобретением, заднюю часть форсажной камеры и сходящегося-расходящегося сопла, находящегося в продолжении форсажной камеры.

Фиг.2 - в увеличенном масштабе входную часть кольцевого канала вторичного потока и выходную часть сопла, а также конструкцию гибких прокладок между этими двумя частями.

Фиг.3-5 изображают вид в изометрии сектора прокладки.

Фиг.6 изображает в разрезе по линии IV-IV фиг.3 сектор прокладки.

Фиг.7 - вид снизу теплозащитной пластины заслонки.

Фиг.8 - наружную сторону теплозащитной пластины.

Фиг.9 - вид изнутри сопла совокупности первичных заслонок.

Фиг.10 - совокупность первичных заслонок в разрезе по линии VIII-VIII фиг.9.

На фиг.1 и 2 показана задняя часть 1 авиационного газотурбинного двигателя в соответствии с настоящим изобретением, содержащего на выходе турбины, не показанной на чертежах, форсажную камеру 2, ограниченную в радиальном направлении теплозащитным кожухом 3, установленным внутри кольцевого картера 4. Кожух 3 и картер 4 ограничивают между собой кольцевой канал 5, в котором циркулирует вторичный поток F и который в своем выходном конце содержит диафрагму 6, жестко соединенную с картером 4.

На выходе форсажной камеры 2 расположено симметричное в осевом направлении сопло 7.

Сопло 7, в частности, содержит множество управляемых заслонок 8, чередующихся с ведомыми заслонками 9 (см. фиг.9 и 10), которые содержат на своих внутренних сторонах теплозащитные пластины 10. Заслонки 8 и 9 и теплозащитные пластины 10 ограничивают между собой проходы 11, в которые заходит охлаждающий воздух, подаваемый через диафрагму 6 и образующий защитную прослойку на выходе теплозащитных пластин 10.

Своими входными концами заслонки 8 и 9 шарнирно соединены с кронштейнами 12, жестко соединенными с картером 4, и приводятся в действие, например, при помощи силовых цилиндров 13, перемещающих в осевом направлении приводное кольцо 14, содержащее ролики 15, взаимодействующие с кулачковой поверхностью 16, выполненной на наружной стороне управляемых заслонок 8. В рамках настоящего изобретения могут также использоваться другие средства приведения в действие первичных заслонок 8 и 9.

Как показано на фиг.1, на выходе первичных заслонок 8, 9 сопло 7 содержит второй венец 20 вторичных заслонок, образуя сходящееся-расходящееся сопло. Вместе с тем настоящее изобретение может быть также применено в случае только сходящегося сопла.

Как отчетливо показано на фиг.2, диафрагма 6 содержит кольцо с сечением U-образной формы, повернутым на 90°, ветви 21 и 22 которого направлены в осевом направлении к входу канала 5 и направленная радиально шейка 33 которого содержит отверстия 24 для прохода вторичного потока F.

Радиально наружная ветвь 21 закреплена на картере 4 через распорку 25, выполненную в виде шайб или полосы, при помощи крепежных средств 26, формируя на выходе распорки кольцевой промежуток 27 между ветвью 21 и картером 14.

Радиально внутренняя ветвь 22 размещена на значительном расстоянии от выходного конца За теплозащитного кожуха 3 для обеспечения крепления в этом месте двух гибких уплотнительных прокладок, описание которых приводится ниже.

Определенный выше промежуток 27 выполнен с возможностью установки с зазором входной части 30а первой гибкой кольцевой уплотнительной прокладки 30, выходная часть 30b которой в целом выполнена в виде сходящегося к выходу конуса и конец 30с которой находится в положении скользящего упора во входной закругленный участок 8а заслонок 8 и 9.

Необходимо отметить, что первая прокладка 30 может в определенной мере перемещаться в осевом направлении в зависимости от своей жесткости и под давлением вторичного потока F, циркулирующего в кольцевом канале 5 во время работы двигателя.

Такое расположение обеспечивает положительный упор входной части 30а первой прокладки 30 во внутреннюю сторону картера 5 и положительный упор выходного конца 30с первой прокладки 30 во входную внутреннюю поверхность заслонок 8 и 9 на всем рабочем угловом диапазоне сопла 7. Таким образом, первая прокладка 30 обеспечивает герметичность между вторичным потоком F и наружным пространством на уровне шарнирных соединений сопла 7.

Радиально внутренняя ветвь 22 диафрагмы 6 удерживает входной конец 40а второй гибкой кольцевой прокладки 40 и входной конец 50а третьей гибкой кольцевой прокладки 50 при помощи множества заклепок 60, проходящих через отверстия, выполненные во входном конце этих прокладок 40 и 50, во входном конце ветви 22, а также в опорной кольцевой пластине 61, вставленной между второй прокладкой 40 и третьей прокладкой 50. Заклепки 60 снабжены головками 62, находящимися в положении скользящего упора в наружную сторону теплозащитного кожуха 3. Они действуют наподобие полозьев во время максимальных осевых расширений указанного кожуха 3, а также обеспечивают его центровку при всех режимах работы форсажной камеры.

Входной конец 40а второй прокладки 40 вставлен между опорной пластиной 61 и радиальной внутренней стороной ветви 22. Предпочтительно шайбы 63, окружающие заклепки 60, вставляют между опорной пластиной 61 и ветвью 22, обеспечивая зазор между этими двумя деталями, в который вставляют входной конец 40а второй прокладки 40, при этом указанный входной конец 40а содержит вырезы, взаимодействующие с шайбами 63 для точного позиционирования второй прокладки 40 в окружном направлении.

Вторая прокладка 40 содержит также выходную часть 40b, выполненную в виде сходящегося к выходу конуса, выходной конец 40с которой входит в положение упора во входную внутреннюю сторону теплозащитных пластин 10.

Входной конец 50а третьей прокладки 50 закреплен на заклепках 60, а выходной конец 50b третьей прокладки находится в положении скользящего упора в наружную сторону теплозащитного кожуха 3. Третья прокладка 50 предназначена для обеспечения герметичности между диафрагмой 6 и теплозащитным кожухом 3.

На фиг.3-6 показана конструкция каждой из прокладок 30, 40 и 50.

Как показано на фиг.3-5 и 6, каждая прокладка состоит из множества секторов 70, частично перекрывающих друг друга в окружном направлении. Каждый сектор 70 образован наложением друг на друга двух пластин 71 и 72 из листового металла, смещенных в окружном направлении на расстояние, соответствующее перекрыванию двух смежных секторов 70. Каждую пластину 71 и 72 выполняют формовкой между прессами, а затем в них вырезают осевые щели 73 практически на половине их осевого пространства. После этого обе пластины 71 и 72, образующие сектор 70, накладывают друг на друга, чтобы щели и любая из этих пластин чередовались в окружном направлении со щелями другой пластины, и жестко соединяют друг с другом предпочтительно при помощи сварки или пайки. Что же касается секторов 70, то их не соединяют друг с другом, что позволяет легко менять сектор 70 в случае износа.

Для достижения герметичности во всем угловом рабочем диапазоне заслонок 8 и 9 на уровне второй прокладки 40 и теплозащитных пластин 10 заслонок 8 и 9 указанные теплозащитные пластины 10 имеют соответствующую форму на уровне поверхности 80, входящей в контакт с выходным концом 40с второй прокладки 40.

Как показано на фиг.7 и 8, указанная поверхность 80 является выпуклой в осевом направлении и слегка вогнутой в окружном направлении.

Каждую теплозащитную пластину 10 закрепляют на соответствующей заслонке 8 или 9 только в одной точке крепления, например, при помощи винта 81, утопленного в углублении 82 теплозащитной пластины 9, выполненном в центральной входной части указанной пластины и образующем неподвижную точку, вокруг которой указанная пластина 11 может свободно расширяться. Для обеспечения ее бокового и радиального удержания на ее наружной стороне предусмотрен направляющий рельс 83, взаимодействующий с полозом, выполненным на внутренней стороне соответствующей заслонки 8 или 9.

1. Авиационный газотурбинный двигатель, содержащий на выходе турбины форсажную камеру (2), продолженную, по меньшей мере, одним соплом (7) и ограниченную в радиальном направлении теплозащитным кожухом (3), установленным внутри картера (4), который совместно с теплозащитным кожухом формирует кольцевой канал (5), в котором во время работы двигателя циркулирует холодный вторичный поток и в выходном конце которого установлена кольцевая диафрагма (6), жестко соединенная с указанным картером (4), при этом указанное сопло (7) содержит множество заслонок (8), входные концы которых шарнирно соединены с картером (4) и каждая из которых на своей внутренней стороне содержит теплозащитную пластину (10), ограничивающую вместе с указанной заслонкой проход (11), в который через указанную диафрагму (6) подается охлаждающий воздух, отличающийся тем, что подача охлаждающего воздуха в указанные проходы (11) обеспечивается кольцевым каналом, ограниченным снаружи первой гибкой кольцевой прокладкой (30), удерживаемой во время работы двигателя в положении скользящего упора в выходную внутреннюю сторону картера (4) и во входную внутреннюю сторону заслонок (8) под действием давления холодного вторичного потока, и ограниченным изнутри второй гибкой кольцевой прокладкой (40), входной конец (40а) которой закреплен на радиально внутренней зоне диафрагмы (6) и выходной конец (40с) которой находится в положении скользящего упора во входную внутреннюю сторону теплозащитных пластин (10).

2. Газотурбинный двигатель по п.1, отличающийся тем, что дополнительно содержит третью гибкую кольцевую прокладку (50) для обеспечения герметичности между диафрагмой (6) и теплозащитным кожухом (3), удерживаемую на входе на диафрагме (6), причем ее выходной конец (50b) находится в положении скользящего упора в указанный теплозащитный кожух (3).

3. Газотурбинный двигатель по п.1 или 2, отличающийся тем, что каждая кольцевая прокладка состоит из множества секторов (70), каждый из которых содержит две наложенные друг на друга пластины (71, 72), соединенные между собой и смещенные в окружном направлении таким образом, чтобы края двух смежных секторов перекрывали друг друга, при этом каждая пластина содержит на выходе множество осевых щелей (73), перекрываемых другой пластиной.

4. Газотурбинный двигатель по п.3, отличающийся тем, что щели (73) выполнены, по меньшей мере, на половине осевого пространства указанных прокладок.

5. Газотурбинный двигатель по п.4, отличающийся тем, что пластины (71, 72) секторов (70) соединены между собой при помощи сварки или пайки.

6. Газотурбинный двигатель по п.1, отличающийся тем, что диафрагма (6) выполнена в виде кольца с сечением U-образной формы, ветви (21, 22) которого направлены в сторону входа и шейка (23) которого содержит отверстия (24), при этом радиально наружную ветвь (21) закрепляют на картере (4) при помощи средств, образующих между указанной ветвью и указанным картером кольцевой промежуток (27), в котором устанавливают с зазором входной конец (30а) первой прокладки (30).

7. Газотурбинный двигатель по п.6, отличающийся тем, что входной конец (40а) второй прокладки (40) удерживается зажатым между опорной пластиной (61) и радиально внутренней стороной радиально внутренней ветви (22) при помощи крепежных заклепок (60), крепящих указанную опорную пластину (61) на указанной ветви (22).

8. Газотурбинный двигатель по п.7, отличающийся тем, что двигатель содержит третью гибкую кольцевую прокладку (50) для обеспечения герметичности между диафрагмой (6) и теплозащитным кожухом (3), удерживаемую на входе на диафрагме (6), причем ее выходной конец (40с) находится в положении скользящего упора в указанный теплозащитный кожух (3), а ее входной конец (50а) закреплен на радиально внутренней стороне опорной пластины (61) при помощи указанных заклепок (60).

9. Газотурбинный двигатель по п.7, отличающийся тем, что указанные заклепки (60) снабжены головками (62), находящимися в положении скользящего упора в наружную сторону теплозащитного кожуха (3).

10. Газотурбинный двигатель по п.1, отличающийся тем, что каждая теплозащитная пластина (10) закреплена на соответствующей заслонке при помощи единственного крепежного устройства (81), при этом указанную заслонку (8) и указанную пластину (10) взаимообразно стопорят при вращении вокруг указанного крепежного устройства при помощи осевой системы (83) из рельса и полоза, при этом указанная теплозащитная пластина (10) содержит на своем входном конце и на своей радиально внутренней стороне выпуклую в осевом направлении поверхность (80), обеспечивающую герметичность путем контакта с выходным концом (40с) второй прокладки (40) на всем рабочем угловом диапазоне сопла (7).



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к области тепловой защиты струйных сопел с дожиганием в авиационных газотурбинных двигателях. .

Изобретение относится к способу изготовления покрытия на металлическом изделии и/или подложке, покрытию, металлическому изделию и кулачку, образующему это изделие, и может найти применение в различных отраслях машиностроения.

Изобретение относится к машиностроению, в частности к конструкции регулируемых осесимметричных сопел, и может быть использовано в турбореактивных двигателях с отклонением вектора тяги.

Изобретение относится к области авиационного двигателестроения, а именно к конструкции регулируемых сопел ТРД. .

Изобретение относится к области авиации и, в частности, к соплам воздушно-реактивных двигателей. .

Изобретение относится к области сопел переменного сечения для турбомашин

Изобретение относится к области авиационного двигателестроения, а именно к конструкции сопел турбореактивных двигателей

Изобретение относится к области авиационного двигателестроения, а именно к конструкции сопел турбореактивных двигателей

Авиационный газотурбинный двигатель

Наверх