ВЫХОДНЫЕ И РЕВЕВЕРСИВНЫЕ УСТРОЙСТВА

Выходное устройство служит для преобразования потенциальной (тепловой) энергии газа за турбиной в кинетическую, а также для отвода газа от двигателя в атмосферу с наименьшими тепловыми и гидравлическими потерями обеспечивая при этом защиту элементов самолета от нагрева.

В ТВД и турбовальном двигателе (ТВаД) тепловой перепад в основном срабатывается на лопатках турбины компрессора или свободной турбины, и выходное устройство служит только для отвода продукта сгорания за пределы самолета.

Выходные устройства классифицируются:

По типу двигателя:

выходное устройство ТВД;

выходное устройство ТВаД;

выходное устройство ТРД;

выходное устройство ТРФД;

выходное устройство ТРДД;

По скорости полёта (истечения газов):

По изменению площади выходного сечения сопла:

По изменению вектора скорости на выходе из сопла:

с реверсом тяги;

с девиатором тяги;

Условия работы выходных устройств:

температура газов t=1000. 1100 о С;

изменение температурного поля ∆ t=80…150 о С;

скорость газового потока С=500…1000 м/с;

пульсации скорости ∆q=50…100 м/с;

давление газов Р=(0,2…0,5) МПа;

пульсации давления =(0,02…0,5) МПа;

коррозионные и эрозионные продукты сгорания активной среды;

Общие требования к выходным устройствам

2. Минимальная масса и габариты. Масса выходного дозвукового устройства составляет (8…10) % от массы двигателя. Масса сверхзвукового выходного устройства составляет больше 20% от массы двигателя.

3. Удобство эксплуатации.

5. Малая стоимость.

9.1 НЕРЕГУЛИРУЕМЫЕ ВЫХОДНЫЕ УСТРОЙСТВА

Часть теплоперепада рабочих газов у ТРД срабатывается в тур­бине, а часть в выходном устройстве рис.9.1.

Рис. 9.1. Выходное сопло: 1- выхлопная труба; 2 – насадок сопловой; 3 – стойки радиальные; 4 – конус обтекатель

Выходные устройства служат для выхода из двигателя отра­ботавших в турбине рабочих газов и создания при этом реактив­ной тяги. Выходное устройство ТРД представляет собой выхлопную трубу 1 и сопловой насадок 2 (рис.9.1), которые в сборе называют выходным (реактивным) соплом.

Выхлопную трубу крепят к корпусу турбины. Внутри нее с по­мощью радиальных стоек 3 укрепляют конус-обтекатель 4 диска турбины, который обеспечивает плавный переход газового потока от кольцевого сечения на выходе из турбины к круговому сечению выхлопной трубы. Выхлопную трубу выполняют в виде усечен­ного конуса, образуя для газов канал с постоянными или с не­сколько расширяющимися проходными сечениями.

Для вывода газов за пределы самолета выхлопную трубу ча­сто наращивают за счет установки дополнительной, так называе­мой удлинительной трубы (рис.9.2).

Рис.9.2 . Схема выхлопного устрой­ства: 1 – выхлопная труба; 2 – внутренний конус; 3 – стойка; 4 – удлинительная труба; 5 – реактивное сопло

Подводить газ к сопловому насадку необходимо с минимальными потерями. Возможно две схемы выполнения выхлопной трубы:

Схема 1. Выхлопная труба образована прямолинейными коническими поверхностями 1 и 2 при этом площадь несколько уменьшается, а скорость увеличивается. Однако из-за технологической простоты 4/5 всех двигателей выполняется по этой схеме.

Схема 2. Площадь и скорость постоянны до реактивного насадка что требует специального профилирования внешней поверхности 1 и конуса обтекания 2.

В выходном устройстве двухконтурного двигателя (ТРДД) со смешением потоков включаются также смеситель 7 и камера смешения 9 (рис.9.3), устанавливаемые непосредственно за турбиной

Рис.9.3. ТРДД со смешением потоков: 1 – КНД; 2 – второй контур; 3 – КВД; 4 – камера сгорания; 5 – турбина ВД; 6 – турбина НД; 7 – смеситель; 8 – реверсор; 9 – камера смешения; 10 – выходное сопло

Смесительное устройство обеспечит смешение воздуха второго контура и газов первого контура на небольшой длине и с минимальными потерями. Нерегулируемые выходные устройства с сужающимися сопловыми насадками применяются при дозвуковых и относительно небольших скоростях полёта из-за конструкторской простоты.

При М=1,5…1,7 потери тяги в простом сужающемся сопловом насадке составляют (20…30)%, а при М=3 потери тяги составляют уже 70%, поэтому применение таких выходных устройств ограничено М

Устройство авиационного двигателя выходное устройство

Изобретение относится к области авиастроения, в частности к конструкции и размещению на авиационной силовой установке элементов, а, именно, выхлопных устройств авиационных реактивных двигателей для уменьшения их шума и частичной компенсации потерь силы тяги двигателя при глушении его шума.

Снижение шума реактивных двигателей является одной из серьезных проблем современной авиации. Установлены предельные допустимые значения уровня шума самолетов на режимах взлета, набора высоты и посадки, которые постоянно ужесточаются. Шум авиационных двигателей складывается из шумов внутренних агрегатов и узлов (компрессора, турбины, камеры сгорания и др.) и шума выхлопной струи из сопла реактивных двигателей. На основании экспериментальных данных установлено, что наибольший шум возникает от выхлопной струи из сопла двигателей. (Виноградов В.Ю., Сайфуллин А.А., Зигангирова Р. Теоретический подход к вопросам разработки систем глушения шума авиационных ГТД // Молодой ученый. — 2015. — №12.1. — С. 16-17.)

Известно выходное устройство двигателя и группы авиационных двигателей силовой установки (варианты). (Патент РФ №2641341, B64D 33/04, F02K 1/11 опубл. 17.01.2018 г.). Глушение шума в этом выходном устройстве обеспечивается шумоглушителем, снабженным выходным соплом. Выходное устройство управляемо конфигурируется таким образом, что на режимах взлета, набора высоты и посадки в зоне ограничения уровня шума летательных аппаратов выходная струя двигателя через шумоглушитель поступает в выходное сопло шумоглушителя, а на режиме крейсерского полета поступает в выходное сопло двигателя, минуя шумоглушитель

К недостаткам указанного известного технического решения следует отнести потери мощности на преодоление сопротивления шумоглушителя на режимах взлета, набора высоты и посадки самолета в зоне ограничения уровня шума летательных аппаратов, что требует повышения мощности реактивного двигателя на указанных режимах.

Задача, на решение которой направлено настоящее изобретение, является повышение эффективности снижения уровня шума авиационного реактивного двигателя на режимах взлета, набора высоты и посадки с, по меньшей мере, частичной компенсацией потери давления.

Предлагаются два варианта технического решения.

1. Рассматриваем первый вариант. Для решения поставленной задачи с достижением заявляемого технического результата выходное сопло шумоглушителя выполнено таким образом, что при прохождении через него выходной струи двигателя обеспечивает наряду с продольной тягой вертикальную силу в дополнение к подъемной силе крыла.

2. Согласно второму варианту предлагаемого технического решения выходное сопло шумоглушителя выполнено с дистанционным управлением, поворотным, по меньшей мере, в вертикальной плоскости, так что при прохождении через него выходной струи двигателя обеспечивает наряду с продольной тягой вертикальную силу в дополнение к подъемной силе крыла, величина которых изменяется при изменении угла поворота сопла шумоглушителя. Привод механизма поворота выходного сопла шумоглушителя может быть выполнен гидравлическим или электрическим.

В результате проведенного поиска по патентной и научно-технической литературе не выявлено известности предлагаемой совокупности существенных признаков.

Выходное устройство авиационного двигателя согласно первому варианту исполнения работает следующим образом.

На режимах взлета, набора высоты и посадки самолета выхлопная струя двигателя проходит через шумоглушитель и уже с уменьшенным уровнем шума выходит через выходное сопло. Поскольку сопло выходного отверстия после глушителя выполнено таким, что обеспечивает наряду с продольной тягой вертикальную силу в дополнение к подъемной силе, Крыла, эта сила, по меньшей мере, частично компенсирует потерю мощности двигателя для обеспечения требуемой подъемной силы.

Выходное устройство авиационного двигателя согласно второму варианту исполнения предлагаемого технического решения работает следующим образом.

На режимах взлета, набора высоты и посадки самолета механизм перемещения сопла выходного отверстия после глушителя по команде осуществляет поворот сопла в вертикальной плоскости для обеспечения наряду с продольной тягой вертикальной силы в дополнение к подъемной силе крыла. Эта сила, по меньшей мере, частично компенсирует потерю мощности двигателя для обеспечения требуемой подъемной силы. Возможность управления поворотом сопла в вертикальной плоскости позволяет выбрать наилучшее положение сопла для каждого этапа режима взлета, набора высоты и посадки самолета.

На крейсерском режиме полета самолета отсутствие глушителя перед выходным соплом двигателя обеспечивает отсутствие потерь энергии выхлопной струи двигателя в глушителе, что в свою очередь способствует снижению расхода топлива на крейсерском режиме полета самолеча, который является самым продолжительным режимом в полете.

Применение предложенного технического решения в вариантах позволит поднять эффективность шумоглушения при взлете и посадке, и, по меньшей мере, частично компенсировать потери подъемной силы.

Глава 8 входные и выходные устройства авиационных силовых установок

8.1.Типы входных устройств и их классификация

Входные устройства ГТД предназначены для забора воздуха из окружающей атмосферы, подвода его к двигателю с наименьшими потерями и осуществления процесса сжатия этого воздуха от скоростного напора.

Основным элементом входного устройства (ВУ), является воздухозаборник (ВЗ).

В зависимости от типа ЛА входное устройство может включать в себя также защитные устройства от попадания пыли и посторонних предметов, створки перепуска, системы управления пограничным слоем; средства регулирования и пр.

У дозвуковых ЛА сжатие воздуха от скоростного напора является не очень значительным (или может совсем отсутствовать) и ВУ осуществляет в основном только функции забора и подвода воздуха к двигателю в нужном количестве с малыми потерями.

Применяемые на различных ЛА ВУ отличаются большим разнообразием типов и конструктивных форм. Диапазон скоростей полета ЛА и требования к его маневренным свойствам оказывают наибольшее влияние на облик ВУ. Соответственно самолетные ВУ подразделяют на:

— дозвуковые — числа M крейсерского полета, не превышающие 0,8…0,9. Устанавливаются на самолетах гражданской авиации, военно-транспортных самолетах ина вертолетах. В силовых установках этих ЛА сжатие воздуха осуществляется в основном компрессором, а повышение давления от скоростного напора невелико. Простая конструкция. Их выполняют нерегулируемыми.

— трансзвуковые — большие дозвуковые крейсерские и относительно небольшие сверхзвуковые максимальные скорости полета (М_Н

Рис. 8.1.Схема дозвукового

где и– значения осредненного полного давления воздуха на выходе из ВУ (на входе в двигатель) и полного давления в набегающем на ЛА воздушном потоке (рис. 8.1).

При дозвуковых скоростях полета сжатие воздуха от скоростного напора сопровождается лишь небольшими потерями на трение и вихреобразование, и поэтому значение лишь немного меньше единицы. При сверхзвуковых скоростях полета, помимо указанных потерь, возникают дополнительные, связанные с возникновением скачков уплотнения, вследствие чегосущественно снижается.

Потери полного давления воздушного потока в воздухозаборнике ведут к пропорциональному снижению полного давления потока воздуха или газа во всех элементах двигателя, что в конечном свете ведёт к снижению тяги (или мощности) двигателя. Поэтому первым требованием к входным устройствам является обеспечение максимально возможных значений коэффициента восстановления полного давления на основных режимах полёта.

2. Коэффициент внешнего сопротивления с_х.вх, служащий для определения внешнего сопротивления ВУ:

где Х_вх – сила внешнего сопротивления ВУ; F_м‑площадь миделя ВУ; q= – скоростной напор набегающего воздушного потока.

Обеспечение минимальных значений с_х.вх на основных режимах полета ЛА является вторым важнейшим требованием к ВУ.

3. На сверхзвуковых скоростях полета еще одним параметром ВУ являетсякоэффициент расхода , равный отношению действительного расхода воздуха G_в к максимально возможному при данной скорости и высоте полёта и данных размерах воздухозаборника. Следовательно,  = G_в/G_в.max= F_н/F_вх, причем в сверхзвуковом полёте всегда .

Кроме двух указанных выше требований, к входным устройствам предъявляются еще ряд требований, среди которых отметим:

допустимый (по устойчивости работы компрессора) уровень неравномерности и нестационарности потока на выходе из ВУ;

защищенность ВУ, а, следовательно, и двигателя, от попадания пыли и посторонних предметов;

низкая стоимость, надежность работы и простота обслуживания.

9.4 — Выходные устройства двигателей самолетов укороченного и вертикального взлета-посадки

ВУ двигателей самолетов укороченного и вертикального взлета-посадки (УВВП) в принципе можно было бы отнести к классу сопел с УВТ:

è там, и там меняется вектор тяги. Но разное назначение и разные конструктивные исполнения диктуют целесообразность выделения их в отдельные классы.

Сопла с УВТ предназначены, в основном, для повышения маневренности в боевых условиях

è они, как правило, регулируемые, сверхзвуковые; угол отклонения вектора тяги в соплах с УВТ регулируется обычно в пределах ±15° относительно продольной оси двигателя. ВУ УВВП предназна- чены, как следует из названия, для сокращения пробега при взлете и для вертикального взлета-посад- ки самолета за счет создания подъемной силы, превышающей его взлетный вес. Эти ВУ представляют собой, как правило, нерегулируемые дозвуковые сопла с углом поворота вектора тяги на 90°. Для уменьшения потерь на поворот потока и уменьшения габаритов в них могут устанавливаться направляющие дефлекторы.

На Рис. 9.4_1 показаны схемы ВУ с двумя, че- тырьмя и переключаемыми соплами. По схеме б) с четырьмя поворотными соплами выполнено ВУ двигателя Rolls-Royce Pegasus (см. Рис. 9.4_2).

На Рис. 9.4_3 показан двигатель Р27В-300 (ММЗ «Союз») с двумя поворотными соплами, а на Рис. 9.4_4 – Р79-300 (ММЗ «Союз») с одним поворотным соплом.

Пример механизма поворота сопла показан на Рис. 9.4_5. Сопло 1 поворачивается с помощью цепного привода 2 ведущей «звездочкой» 3, вращаемой от коробки приводов. Сопло крепится к вращающемуся корпусу 4, являющемуся наружной обоймой шарикового подшипника. Корпус вращается цепью 5 на шариках 6. Шарики катятся по беговой дорожке неподвижного корпуса 7. В качестве сепаратора в подшипнике используются шарики 7 меньшего диаметра.

Механизм может вращать сопла на угол

è больше 90° вплоть до получения обратной тяги.

Рисунок 9.4_1 – Варианты ВУ с дефлекторными соплами [9.12.4] (Печатается с разрешения Rolls-Royce plc) а) с двумя соплами; б) с четырьмя соплами; в) с переключаемыми соплами