насадок к выхлопному патрубку газотурбинного двигателя двухдвигательной силовой установки вертолета

Формула изобретения

Насадок к выхлопному патрубку газотурбинного двигателя двухдвигательной силовой установки вертолета, выполненный в виде трубчатого элемента, примыкающего к выходу выхлопного патрубка, отличающийся тем, что плоскость выходного среза насадка наклонена относительно вертикальной и горизонтальной плоскостей, проходящих через продольную ось вертолета, так, что проекция нормали к плоскости выходного среза на горизонтальную плоскость составляет угол 25-30 с продольной осью вертолета, а проекция указанной нормали на вертикальную плоскость составляет угол 3-5 с продольной осью вертолета, при этом площадь выходного среза составляет 70-75% площади его входного среза.

Описание изобретения к патенту

Изобретение относится к конструкции и размещению на вертолете элементов силовой установки, в частности выхлопных устройств газотурбинных двигателей двухдвигательной силовой установки вертолета.

Традиционно насадки к выхлопным патрубкам вертолетных двигателей выполнялись с максимальной диффузорностью канала из расчета получения наилучших параметров вертолетного газотурбинного двигателя на взлетном режиме (мощность и удельный расход топлива) в стендовых условиях его работы. Например, конструкция насадка, выступающего из капота двигателей силовой установки вертолета Ми-8 (кн. Техническое описание вертолета Ми-8, М.: Машиностроение, 1970 г., кн. 2-ая, с.4 рис.1; с.34 рис.35; с.30 рис.30 - прототип; контуры насадка прототипа показаны пунктирной линией на фиг.2 и 3). Конструктивно насадок выполнен в виде трубчатого элемента с входным срезом, имеющим фланец для присоединения к выхлопному патрубку двигателя, и выходным срезом.

Однако с учетом особенности работы силовой установки на вертолете выбранная геометрия патрубка с насадком далека от оптимальных параметров, обеспечивающих максимальные тяговые характеристики вертолета на режиме висения и лучший расход топлива на крейсерской скорости.

На основе теоретических и экспериментальных исследований заброс выхлопных газов на вход двигателей были получены следующие результаты. Заброс выхлопных газов в воздухозаборные устройства двигателей на режиме висения (в основном, в зоне влияния “воздушной подушки”) происходит из-за распространения и размешивания газовых струй, истекающих из выхлопных патрубков и насадков, под воздействием индуктивного потока воздуха от несущего винта (НВ), разрежения его в привтулочной зоне НВ и направления ветра. Заброс выхлопных газов приводит к снижению тяги несущего винта на 5-10%. Интенсивность и величина заброса выхлопных газов в воздухозаборные устройства двигателей зависят от удельной нагрузки на ометаемую несущим винтом площадь, расстояния воздухозаборных устройств двигателей от среза выхлопного патрубка, скорости истечения выхлопных газов из выходного среза насадка выхлопного патрубка, наличия на выходном срезе насадка выхлопного патрубка зон срыва газовой струи, обусловленных изменением ее направления в диффузорном канале, взаимного расположения воздухозаборных и выхлопных устройств двигателя и направления истечения газовой струи относительно привтулочной зоны НВ, высоты висения вертолета в зоне “воздушной подушки” (при Н=Dнв, где Н - высота висения, Dнв - диаметр НВ), пересечения газовых струй с плоскостью вращения лопастей НВ, а также от скорости и направления ветра.

По результатам исследований отработана геометрия насадка к выхлопному патрубку газотурбинных двигателей двухдвигательной силовой установки, при создании которого ставилась задача улучшить характеристики силовой установки вертолета.

Поставленная задача решена благодаря тому, что в насадке к выхлопному патрубку газотурбинного двигателя двухдвигательной силовой установки вертолета, выполненного в виде трубчатого элемента, примыкающего к выходу выхлопного патрубка, - плоскость выходного среза насадка наклонена относительно вертикальной и горизонтальной плоскостей, проходящих через продольную ось вертолета, так что проекция нормали к плоскости выходного среза на горизонтальную плоскость составляет угол 25-30 градусов с продольной осью вертолета, а проекция нормали на вертикальную плоскость составляет угол 3-5 градусов с продольной осью вертолета, при этом площадь выходного среза составляет 70-75% площади его входного среза.

Предложенная геометрия насадка получена экспериментально. Она позволяет за счет расположения выходного среза насадка сформировать канал специального профиля, обеспечивающий изменение направления струи в канале и направления истечения газовой струи относительно привтулочной зоны несущего винта и плоскости вращения лопастей. Это приводит к уменьшению заброса истекающих из выхлопного патрубка газовых струй в воздухозаборные устройства двигателей, а также к уменьшению лобового сопротивления вертолета. В конечном итоге это позволяет улучшить характеристики силовой установки на режиме висения и на крейсерской скорости.

Конструкция насадка к выхлопному патрубку газотурбинных двигателей силовой установки вертолета поясняется чертежами, где:

на фиг.1 - схема размещения элементов силовой установки на вертолете;

на фиг.2 - вид на узел выхлопного патрубка и насадка левого двигателя сбоку по направлению полета (НП);

на фиг.3 - то же, вид сверху.

На вертолете 1 с продольной осью 2 установлены впереди оси несущего винта (фиг.1) два газотурбинных двигателя 3 силовой установки, продольные оси 4 которых расположены параллельно продольной оси 2 вертолета 1.

Выхлопные патрубки 5 двигателей 3 снабжены насадком в виде трубчатого элемента 6, примыкающего своим входом к стыковочному фланцу 7 выхлопного патрубка 5, образующими криволинейный канал.

Входной срез насадка 6 и соответственно выходной срез выхлопного патрубка 5 имеет площадь F и форму овала (фиг.2, 3), большая ось которого расположена вертикально и увеличена по сравнению с диаметром входного отверстия патрубка 5. Плоскость выходного среза насадка 6 наклонена относительно вертикальной и горизонтальной плоскостей, проходящих через продольную ось 2 вертолета 1, так что проекция 8 нормали к плоскости выходного среза на горизонтальную плоскость составляет угол =25-30 градусов с продольной осью вертолета, а проекция 9 нормали к плоскости выходного среза на вертикальную плоскость составляет угол =3-5 градусов с продольной осью вертолета. При этом площадь Fвых. выходного среза насадка 6 составляет 70-75% площадь Fвх. его входного среза.

Благодаря предложенной геометрии 6 его срез на выходе (относительно показанного пунктиром на фиг.2 и 3 положения среза на выходе устройства насадка-прототипа) повернут назад-вниз и имеет меньшую площадь. Направление хода струи выхлопных газов в канале полученного профиля и скорость истечения выхлопных газов из насадка 6 выхлопного патрубка 5 обеспечивают существенное снижение заброса выхлопных газов в воздухозаборные устройства 10.

Изменение площади и геометрии выходного сечения насадка позволило уменьшить до 60% неравномерность скорости выхлопной струи практически без увеличения ее максимального значения.

При работе газотурбинных двигателей 3 интенсивность и величина заброса выхлопных газов в воздухозаборные устройства 9 на режимах взлета, висения и на крейсерской скорости уменьшилось в сравнении с устройством-прототипом. Минимальный заброс выхлопных газов позволил улучшить характеристики силовой установки вертолета, в частности для вертолета Ми-8 тяговые характеристики на режиме висения улучшились на 5-10%. Кроме этого, влияние направления и скорости ветра сведено к нулю.