выходное устройство турбины авиационного газотурбинного двигателя

Формула изобретения

Выходное устройство турбины, содержащее полые профилированные стойки корпуса, размещенные в проточной части за рабочим колесом последней ступени турбины, у которых средние линии выходных участков профилей направлены вдоль продольной оси турбины, отличающееся тем, что в поперечном сечении турбины в окружном направлении выходная кромка каждой профильной стойки размещена напротив входной кромки предыдущей профильной стойки, а средние линии входных участков профилей стоек повернуты к продольной оси турбины в сторону вращения рабочего колеса последней ступени турбины на угол 20-40°.

Описание изобретения к патенту

Изобретение относится к элементам конструктивной силовой связи между корпусом турбины авиационного газотурбинного двигателя и ее внутренними элементами, а именно к конструкции выходного устройства турбины.

Известно выходное устройство турбины авиационного газотурбинного двигателя, содержащее профилированные стойки корпуса турбины, размещенные в проточной части вслед за рабочим колесом последней ступени турбины, у которых средние линии выходных участков профилей направлены вдоль продольной оси (см. патент Канады № 2647058, МПК F01D 25/30, опубл. 14.06.2009 г.). В этом решении профилированные стойки выполняют две основные функции: функцию силовой связи между корпусом турбины и внутренними элементами опоры ротора турбины и коммуникационную функцию для обслуживания внутренних полостей турбины, ввиду чего эти стойки выполняют полыми. Из-за того что эти стойки находятся в проточной части турбины для уменьшения гидравлических потерь, они обязательно выполняются профилированными.

Такое решение несколько уменьшает инфракрасное излучение от турбины, но это уменьшение незначительно, ввиду того, что входная и выходная кромки каждой профилированной стойки расположены друг за другом вдоль продольной оси турбины и инфракрасное свечение рабочих лопаток турбины очень заметно сзади двигателя. Поэтому в двигателе приходится применять различные технические решения, уменьшающие инфракрасное излучение двигателя, уже в конструкции реактивного сопла. А это технически довольно сложно и связано с большими потерями не только на кратковременных режимах минимальной инфракрасной заметности самолета, когда самолет находится в опасной зоне и может быть атакован противником, но и на всех остальных режимах полета.

Задача изобретения - используя то, что стойки выполнены профилированными, так спрофилировать стойки, чтобы развести входную и выходную кромки в окружном направлении каждой силовой стойки так, чтобы при взгляде на турбину сзади просветы между входной кромкой каждой следующей профильной стойки и выходной кромкой предыдущей профильной стойки были минимальными или отсутствовали вовсе.

Дополнительная задача изобретения - повернуть входную кромку силовой стойки в сторону вращения рабочего колеса турбины для повышения КПД рабочего колеса.

Указанная задача достигается тем, что в выходном устройстве турбины авиационного газотурбинного двигателя, содержащем профилированные стойки корпуса турбины, размещенные в проточной части вслед за рабочим колесом последней ступени турбины, у которых средние линии выходных участков профилей направлены вдоль продольной оси турбины, в поперечном сечении турбины у каждой профильной стойки ее входная кромка смещена относительно ее выходной кромки в сторону вращения рабочего колеса последней ступени турбины так, что входная кромка каждой последующей профилированной стойки расположена напротив выходной кромки предыдущей профилированной стойки.

Дополнительная задача достигается тем, что средние линии входных участков профилей стоек повернуты к продольной оси турбины в сторону вращения рабочего колеса последней ступени турбины на угол 20-40°^.

Размещение в поперечном сечении турбины в окружном направлении входной кромки каждой следующей профилированной стойки напротив выходной кромки предыдущей профилированной стойки позволяет при взгляде на турбину со стороны выхода двигателя свести к минимуму или ликвидировать полностью просветы между входной кромкой каждой следующей профилированной стойки и выходной кромкой предыдущей профилированной стойки, что сводит к минимуму инфракрасное излучение от рабочих лопаток последней ступени турбины в сторону выхода из двигателя, а значит летательный аппарат с таким двигателем становится менее заметным для средств его обнаружения, работающих на регистрации инфракрасного излучения.

Смещение входных кромок профильных стоек относительно ее выходной кромки в сторону вращения рабочего колеса последней ступени турбины позволяет свести к минимуму гидравлические потери от поворота потока газа на профильных стойках.

Поворот средних линий входных участков профилей стоек на угол 20-40° к продольной оси позволяет увеличить КПД рабочего колеса последней ступени турбины.

На фиг 1 показан продольный разрез выходного устройства турбины.

На фиг.2 показан поперечный разрез по профилированным стойкам и рабочему колесу последней ступени турбины для случая, когда средние линии входных и выходных участков профилей стоек направлены вдоль продольной оси турбины.

На фиг.3 показан поперечный разрез по профилированным стойкам и рабочему колесу последней ступени турбины для случая, когда средние линии входных участков профилей стоек повернуты к продольной оси турбины в сторону вращения рабочего колеса последней ступени турбины на угол 20-40°.

На фиг.4 показан вид сзади на выходное устройство турбины.

Выходное устройство турбины авиационного газотурбинного двигателя содержит профилированные стойки 1 корпуса 2, размещенные в проточной части 3 турбины 4 за рабочим колесом 5 последней ступени турбины 4. В поперечном сечении турбины 4 в окружном направлении входная кромка 6 каждой следующей профилированной стойки 1 размещена напротив выходной кромки 7 предыдущей профилированной стойки 1, при этом входная кромка 6 профилированной стойки 1 в окружном направлении смещена в сторону вращения рабочего колеса 5 последней ступени турбины 4 относительно ее выходной кромки 7. Средние линии 8 входных и выходных участков профилированных стоек 1 направлены вдоль продольной оси 9 турбины 4 (фиг.2). Средние линии 8 входных участков профилей стоек 1 могут быть повернуты к продольной оси 9 турбины 4 в сторону вращения рабочего колеса 5 последней ступени турбины 4 на угол 20-40° (фиг.3).

При работе турбины поток горячего газа с рабочего колеса последней ступени турбины поступает на выходное устройство турбины. При этом инфракрасное излучение от рабочих лопаток последней ступени турбины на выходе из двигателя загораживается выходным устройством и самолет становится со стороны сопла двигателя малозаметным для датчиков инфракрасного излучения.

Поворот средней линии входных участков профилей стоек к продольной оси турбины в сторону вращения рабочего колеса последней ступени турбины позволяет иметь возможность увеличить закрутку потока за рабочим колесом последней ступени турбины с обеспечением осевого выхода газа из турбины, что повышает КПД турбины в целом.

К достоинствам изобретения следует отнести и его применимость как для одноконтурных авиационных газотурбинных двигателях, так и для двухконтурных.