Выпускной корпус газотурбинного двигателя, газотурбинный двигатель и летательный аппарат - RU2722514C2

Чертежи

Описание

Область техники, к которой относится изобретение

Изобретение относится к выпускному корпусу газотурбинного двигателя летательного аппарата, имеющему увеличенный срок службы.

В частности, оно относится к выпускному корпусу, позволяющему ограничить усилия, возникающие при температурных перепадах между обечайкой и ступицей указанного выпускного корпуса.

Уровень техники

Срок службы выпускного корпуса (или Turbine Rear Frame, TRF, согласно англосаксонской терминологии) в значительной степени зависит от усилий, возникающих из-за разницы температур между обечайкой и ступицей указанного выпускного корпуса. В частности, эти усилия возникают на уровне стоек, соединяющих наружную обечайку с внутренней ступицей.

Так, во время взлета летательного аппарата или во время фаз ускорения обечайка нагревается быстрее, чем ступица, которая является более массивной, и эта разность температуры между этими двумя деталями создает усилия растяжения на уровне стоек, соединяющих обечайку со ступицей, так как под действием тепла обечайка расширяется быстрее, чем ступица.

И наоборот, при выключении газотурбинного двигателя обечайка охлаждается быстрее, чем ступица, что приводит к усилиям сжатия на уровне указанных стоек, соединяющих обечайку со ступицей.

Раскрытие сущности изобретения

Задача изобретения состоит в создании технического решения, позволяющего ограничивать усилия, возникающие при перепадах температур между обечайкой и ступицей, чтобы увеличить срок службы стоек, соединяющих обечайку со ступицей, и, следовательно, срок службы всего выпускного корпуса. Кроме того, это решение должно быть простым, чтобы его можно было легко применить на газотурбинном двигателе летательного аппарата без существенного увеличения расходов.

В частности, первым объектом изобретения является выпускной корпус газотурбинного двигателя летательного аппарата, содержащий обечайку, ступицу, образующую полость, полые стойки, соединяющие указанную обечайку с указанной ступицей, и по меньшей мере один патрубок, находящийся на обечайке и выполненный с возможностью соединения с выходной трубкой клапана переходного режима газотурбинного двигателя, согласно изобретению, указанный по меньшей мере один патрубок закреплен на обечайке в продолжении полой стойки таким образом, чтобы воздушный поток, выходящий из выходной трубки клапана переходного режима, проникал в полую стойку и проходил в полости ступицы.

Такое устройство позволяет ограничить разность температуры между ступицей и обечайкой во время взлета или во время фаз ускорения летательного аппарата за счет нагрева указанной ступицы и, таким образом, позволяет увеличить срок службы выпускного корпуса.

Согласно дополнительному отличительному признаку, выпускной корпус содержит по меньшей мере одну не являющуюся полой стойку, и полая стойка, смежная с указанной не являющейся полой стойкой, содержит отражатель, чтобы отклонять воздушный поток, выходящий из указанной полой стойки, в направлении элемента жесткости не являющейся полой стойки.

Согласно дополнительному отличительному признаку, полая стойка, смежная с не являющейся полой стойкой, содержит элемент жесткости, который имеет боковое отверстие, и внутри элемента жесткости указанной полой стойки находится отражатель, чтобы отклонять по меньшей мере часть воздушного потока, выходящего из указанной полой стойки, в направлении элемента жесткости не являющейся полой стойки через указанное боковое отверстие.

Согласно частному отличительному признаку, полая стойка, смежная с не являющейся полой стойкой, содержит элемент жесткости, имеющий фронтальное отверстие, и отражатель находится на уровне указанного фронтального отверстия.

Согласно другому отличительному признаку, отражатель выполнен в виде изогнутого металлического листа.

Согласно дополнительному отличительному признаку, выпускной корпус является выпускным корпусом с тангенциальными стойками.

Вторым объектом изобретения является газотурбинный двигатель, содержащий выпускной корпус согласно вышеупомянутым отличительным признакам, при этом указанный газотурбинный двигатель содержит выпускной клапан переходного режима, содержащий выходную трубку, соединенную с патрубком указанного выпускного корпуса.

Третьим объектом изобретения является летательный аппарат, содержащий газотурбинный двигатель согласно вышеупомянутому отличительному признаку.

Краткое описание чертежей

Другие отличительные признаки, задачи и преимущества настоящего изобретения будут более очевидны из нижеследующего подробного описания со ссылками на прилагаемые чертежи, которые иллюстрируют неограничивающие примеры осуществления.

На фиг. 1а показан выпускной корпус согласно первому варианту осуществления, вид в перспективе;

на фиг. 1b представлен вид, аналогичный фиг. 1а, но где выходные трубки выпускного клапана переходного режима не показаны, чтобы более наглядно показать патрубки;

на фиг. 2 показан выпускной корпус согласно первому варианту осуществления, вид в разрезе;

на фиг. 3 детально показаны усиления стоек, соединяющих обечайку со ступицей, согласно версии первого варианта осуществления, в которой элемент жесткости стойки содержит только фронтальное отверстие;

на фиг. 4 детально показаны усиления стоек, соединяющих обечайку со ступицей, согласно другой версии первого варианта осуществления, в которой элемент жесткости стойки содержит боковое отверстие;

на фиг. 5 показан более детальный вид, чем на фиг. 4, версии первого варианта осуществления, в которой элемент жесткости содержит боковое отверстие;

на фиг. 6 показан выпускной корпус согласно второму варианту осуществления, вид в разрезе.

Осуществление изобретения

На фиг. 1а и 1b представлен первый вариант осуществления выпускного корпуса 2, на котором закреплены выходные трубки 30 клапана переходного режима (или Transient Bleed Valve, TBV, согласно англосаксонской терминологии) газотурбинного двигателя летательного аппарата.

Выпускной корпус 2 содержит обечайку 4 и ступицу 5, соединенные между собой множеством стоек 6, а также патрубки 3, находящиеся на обечайке 4 в продолжении стоек 6. В своем центре ступица 5 содержит полость.

Среди этого множества стоек 6 выпускной корпус 2 содержит не являющиеся полыми стойки 61 (три стойки в варианте осуществления, показанном на фиг. 1а, 1b и 2), которые расположены на уровне элементов 41 крепления обечайки 4 на летательном аппарате. Эти не являющиеся полыми стойки 61 представляют собой стойки 6, которые не являются полыми и которые обеспечивают механическую прочность выпускного корпуса 2. Не являющиеся полыми стойки 61 не соединены с патрубками 3. Ни один патрубок 3 не закреплен на обечайке 4 в продолжении не являющихся полыми стоек 61.

Выпускной корпус 2 содержит также стойки 62 масляной магистрали, в которых расположены маслопроводы, питающие гидравлические контуры для управления устройствами (такими как рули, тормоза, посадочное шасси). В варианте осуществления, представленном на фиг. 2, выпускной корпус 2 содержит три стойки 62 масляной магистрали, которые расположены противоположно трем не являющимся полыми стойкам 61 относительно ступицы 5. Стойки 62 масляной магистрали не соединены ни с одним патрубком 3. Ни один патрубок 3 не закреплен на обечайке 4 в продолжении стоек 62 масляной магистрали.

Наконец, выпускной корпус 2 содержит также полые стойки 63, каждая из которых содержит полость, открытую на своих двух концах, то есть на уровне обечайки 4 и ступицы 5. В первом варианте осуществления все полые стойки 63 соединены с патрубком 3. В частности, патрубок 3 закреплен на обечайке 4 (например, посредством сварки) в продолжении каждой полой стойки 63, поэтому, когда выходная трубка 30 закреплена на патрубке 3, воздушный поток 7, выходящий из указанной выходной трубки 30, попадает напрямую в полость полой стойки 63. Патрубок 3 является присоединяемой деталью, которую крепят на обечайке 4 выпускного корпуса 2 и которая обеспечивает крепление выходной трубки 30 на обечайке 4 и ее герметичность.

Как показано на фиг. 2, выходные трубки 3 клапана переходного режима соединены, каждая, с полой стойкой 63 через патрубок 3 таким образом, чтобы воздушный поток 7, выходящий из клапана переходного режима, попадал в полую стойку 63 и проходил внутри ступицы 5 и, в частности, в полости ступицы 5.

Поскольку клапан переходного режима является клапаном, позволяющим разгружать компрессор высокого давления газотурбинного двигателя во время запуска и ускорений, воздушный поток 7 является горячим воздушным потоком, который позволяет нагревать ступицу 5 и, таким образом, ограничивать разность температуры между ступицей 5 и обечайкой 4 во время взлета и фаз ускорения летательного аппарата.

Таким образом, появление усилий растяжения на уровне стоек 6 во время взлета и фаз ускорения летательного аппарата ограничено, и, следовательно, увеличивается срок службы выпускного корпуса 2.

Предпочтительно, несмотря на нагрев масляных контуров, присутствующих в стойках 62 масляной магистрали, воздушным потоком 7, риск коксования масла не повышается. Действительно, поскольку компрессор высокого давления разгружается через выпускной клапан переходного режима только во время запуска или фаз ускорения летательного аппарата, масло не нагревается во время периодов, в течение которых оно не циркулирует, поэтому риск коксования не повышается.

Таким образом, это решение можно легко применять на газотурбинных двигателях, так как оно не требует дорогой работы по адаптации и не приводит к проблеме коксования масла. Действительно, как правило, на известных газотурбинных двигателях патрубки 3, к которым подсоединены выходные трубки 30, расположены на обечайке 4 выпускного корпуса 2 таким образом, чтобы направлять воздушный поток 7 между стойками 6, соединяющими обечайку 4 со ступицей 5. Таким образом, требуется лишь незначительная адаптация выпускного корпуса 2.

В первом варианте осуществления изобретения, чтобы улучшить равномерность нагрева ступицы 5, как показано на фиг. 2, часть воздушного потока 7, которая выходит из полых стоек 63, направляется в зону ступицы 5, где закреплены не являющиеся полыми стойки 61. Действительно, эта зона указанной ступицы 5 не нагревается напрямую горячим воздушным потоком 7, выходящим из стоек 6, на которых она закреплена.

Каждая стойка 6 имеет элемент 60 жесткости, который находится внутри ступицы 5. Как показано на фиг. 2, воздушный поток 7 выходит из полых стоек 63 на уровне элементов 60 жесткости.

В первом варианте осуществления, воздушный поток 7, который выходит из полой стойки 63, смежной с не являющейся полой стойкой 61, отклоняется в сторону элемента 60 жесткости указанной не являющейся полой стойки 61 отражателем 8. Отражатель 8 может быть выполнен в виде изогнутого металлического листа, который располагают на уровне элемента 60 жесткости указанной полой стойки 63, смежной с указанной не являющейся полой стойкой 61.

В первом варианте осуществления, представленном на фиг. 2, все три не являющиеся полыми стойки 61 расположены последовательно, поэтому только две полые стойки 63 являются смежными с не являющейся полой стойкой 61.

Согласно первой версии первого варианта осуществления, показанной на фиг. 3, усиление 60 полой стойки 63, смежной с не являющейся полой стойкой 61, содержит две боковые стенки 600, образующие канал, содержащий фронтальное отверстие 601, через которое проходит воздушный поток 7, выходя из полой стойки 63. Фронтальное отверстие 601 находится в продолжении полости полой стойки 63.

В первой версии первого варианта осуществления отражатель 8 расположен на уровне фронтального отверстия 601 таким образом, чтобы отклонять воздушный поток 7 в направлении усиления 60 не являющейся полой стойки 61.

Согласно второй версии первого варианта осуществления, показанной на фиг. 4 и 5, боковые стенки 600 содержат, каждая, боковое отверстие 602 (на фиг. 4 и 5 показано только одно боковое отверстие 602). Таким образом, отражатель 8 находится внутри усиления 60 на уровне бокового отверстия 602 и отклоняет воздушный поток 7 в сторону не являющейся полой стойки 61 через боковое отверстие 602.

Предпочтительно в первом варианте осуществления воздушный поток 7, выходящий из полых стоек 63, не отклоняется напрямую в направлении стоек 62 масляной магистрали, чтобы избегать перегрева масла.

Согласно второму варианту осуществления, представленному на фиг. 6, воздушный поток 7 не отклоняется отражателями 8 напрямую к усилениям 60 не являющихся полыми стоек 61. Действительно, если выпускной корпус 2 является корпусом с тангенциальными стойками, равномерность нагрева ступицы 5 обеспечивают при помощи завихрения 9 горячего воздуха (или swirl согласно англосаксонской терминологии) в полости ступицы 5. В данном случае под выпускным корпусом с тангенциальными стойками следует понимать корпус, стойки которого имеют наклон относительно нормали к наружной поверхности ступицы.

Таким образом, поскольку стойки 6 наклонены относительно нормали к наружной поверхности ступицы 5, воздушный поток 7 поступает внутрь ступицы 5 с наклоном относительно нормали, что приводит к образованию завихрения 9 под действием центробежной силы.

Реферат

Изобретение относится к выпускному корпусу газотурбинного двигателя летательного аппарата, содержащему обечайку (4), ступицу (5), полые стойки (63), соединяющие указанную обечайку (4) с указанной ступицей (5), и патрубок (3), находящийся на обечайке (4) и выполненный с возможностью соединения с выходной трубкой (30) клапана переходного режима газотурбинного двигателя, при этом указанный патрубок (3) закреплен на обечайке (4) в продолжение полой стойки (63) таким образом, чтобы воздушный поток (7), выходящий из выходной трубки (30) клапана переходного режима, проникал в полую стойку (63) и протекал внутри ступицы (5). Позволяет ограничить разность температуры между ступицей и обечайкой во время взлета или во время фаз ускорения летательного аппарата за счет нагрева указанной ступицы и, таким образом, позволяет увеличить срок службы выпускного корпуса. 3 н. и 4 з.п. ф-лы, 7 ил.

Формула