Выходные устройства (ВУ)

1.

ВЫХОДНЫЕ УСТРОЙСТВА (ВУ)
Выходное устройство ГТД – это часть газотурбинной силовой установки,
расположенная за турбиной. В общем случае выходные устройства ГТД
могут включать:
• затурбинный диффузор;
• газоотводящее устройство (удлинительную трубу), которое подводит
газ от турбины двигателя к реактивному соплу;
• камеру смешения (она применяется в ТРДД со смешением потоков 1 и
2 контуров, чтобы максимально выровнять температуру газа перед
реактивным соплом и снизить потери выходного импульса);
• реактивное сопло (нерегулируемое или с системами регулирования и
охлаждения);
• реверсивное устройство, девиатор тяги (устройство для управления
вектором тяги двигателя);
• шумоглушители.

2.

НАЗНАЧЕНИЕ ВУ
Основное назначение –преобразование потенциальной энергии газа в
кинетическую энергию направленного движения газового потока
Кроме того, на выходные устройства газотурбинных
двигателей возлагается еще ряд важных задач:
• участие в обеспечении необходимых законов регулирования двигателя
путем управления площадью проходных сечений реактивного сопла;
• обеспечение минимального аэродинамического сопротивления
кормовой части силовой установки;
• управление вектором тяги (вплоть до реверсирования);
• снижение уровня шума двигателя за счет уменьшения шума реактивной
струи;
• экранирование прямого инфракрасного излучения
высокотемпрературных элементов газогенератора (снижение
инфракрасной заметности).
Многообразие функций, выполняемых выходными устройствами, а также
необходимость обеспечения работы двигателя в широком диапазоне высот и
скоростей полета привели к тому, что выходное устройство двигателя
современного самолета превратилось из простого сопла в сложную систему,
степень совершенства которой в значительной мере определяет летно-технические
характеристики летательных аппаратов, особенно сверхзвуковых и маневренных
самолетов.

3.

УСЛОВИЯ РАБОТЫ ВУ
Выходные устройства газотурбинных двигателей работают в
тяжелых условиях:
• высокие температуры газа (у нефорсированных двигателей
температура газа на выходе из турбины составляет 1000…1200 К, а при
включении форсажа газ подходит к соплу при температуре 2100…2200 К;
• большие скорости газового потока (скорость истечения из сопла у
нефорсированного двигателя составляет 600…750 м/с, а при включении
форсажа достигает 1100 м/с);
• химически активная газовая среда, так как в высокотемпературном
газе, выходящем из турбины, содержится достаточно большое
количество кислорода, который не участвовал в сжигании керосина в
основной камере сгорания;
• значительная неравномерность полей температур, скоростей и
давлений газа как по длине канала, так и по окружности.

4.

ТРЕБОВАНИЯ К ВУ
• минимальные потери эффективной тяги во всем эксплуатационном
диапазоне высот и скоростей полета;
• минимальные потери тепла через стенки и минимальный нагрев
элементов конструкции летательного аппарата;
• надежная работа в химически активной, высокотемпературной газовой
среде;
• минимальные масса и габариты (не более 4…10% от массы
двигателя).

5.

КОНСТРУКЦИЯ ЭЛЕМЕНТОВ ВУ
Наиболее простое выходное устройство ТРД состоит из обтекателя диска турбины и
нерегулируемого конического насадка. Обтекатель диска турбины предотвращает
внезапное расширение потока и вихреобразование за турбиной, а также защищает диск
турбины от нагрева горячим газом. Угол внутреннего конуса у вершины составляет
35…500. Этот конус соединен с наружным корпусом радиальными стойками или
стержнями, закрытыми от перегрева обтекателями.
Стойки, соединяющие обтекатель диска с корпусом, охлаждаются воздухом,
их конструкция допускает свободное температурное расширение соединяемых
элементов. Если газ за турбиной имеет неосевой выход, то обтекатели стоек
выполняют закрученными для спрямления потока и снижения гидравлических потерь
в остальных частях ВУ.

6.

УДЛИНИТЕЛЬНАЯ ТРУБА
Иногда из условий компоновки двигателя на самолете в
конструкцию выходного устройства включается газоотводящая
удлинительная труба, выполненная сваркой из жаропрочной листовой
стали. Ее диаметр выбирают для снижения гидравлических потерь
таким, чтобы скорость газа в ней не превышала 150…200 м/с. Крепление
удлинительной трубы к газогенератору должно допускать возможность
небольших перемещений для компенсации погрешностей изготовления
двигателя и планера, а также для снижения нагрузок при деформациях
фюзеляжа или мотогондолы двигателя.
На рисунке показаны варианты конструкции фланцев крепления
удлинительной трубы. По заднему поясу крепления удлинительная труба
подвешивается при помощи роликов с эксцентриками, которые могут
перемещаться по направляющим швеллерам при тепловых
деформациях трубы и всего двигателя. Для уменьшения нагрева
элементов конструкции планера удлинительную трубу покрывают
теплоизоляцией и экраном, под которым проходит охлаждающий воздух.

7.

ВУ ТВД
В выходном устройстве ТВД не происходит существенного
преобразования параметров газового потока, так как основная тяга в
ТВД создается винтом, а на долю реактивной составляющей приходится
всего 5 …15%. В ТВД выпускная система выполняет функцию отвода
газа без его существенного расширения. Скорость истечения газа при
этом получается значительно ниже, чем в ТРД. Поэтому из условий
компоновки двигателя допускается отвод газа под небольшим углом к
линии полета (до 200). У вертолетных ГТД отвод газа от двигателя
выполняется с поворотом потока в сторону.

8.

ВУ ВЕРТОЛЕТНЫХ ТВаД
У вертолетных ГТД отвод газа от двигателя выполняется с
поворотом потока в сторону
В таких двигателях стараются теплоперепад газа максимально
сработать на свободной турбине, поэтому за свободной турбиной иногда
давление газа меньше атмосферного. Для того, чтобы отвести газ от
двигателя (тягу струя газа не создает) выхлопной патрубок приходится
делать не суживающимся, а расширяющимся.

9.

КАМЕРА СМЕШЕНИЯ
Камера смешения (смеситель) необходима в ТРДД для
перемешивания за турбиной потока газа из первого контура и воздуха из
второго контура. На входе в камеру устанавливается смеситель, который
разделяет воздушный и газовый потоки на отдельные струи малого
диаметра, в результате чего их турбулентное перемешивание происходит
на коротком участке.
.

10.

ТИПЫ СОПЕЛ

11.

КОНСТРУКЦИЯ РЕАКТИВНЫХ СОПЕЛ
В зависимости от скорости полета самолета и скорости истечения
газов находят применение суживающиеся дозвуковые сопла и
сверхзвуковые сопла. Эти сопла могут быть нерегулируемыми и
регулируемыми.
Нерегулируемые дозвуковые сопла выполняют с углом β не более
10-12° и отношением длины сопла к его диаметру hc/Dc ≈0,15 … 0,4.
Выходное сечение сопла выполняется круглым, иногда –
эллиптическим. Жесткость конструкции повышают приваркой
профилированных колец к выходной кромке или ее отбортовкой.

12.

РЕГУЛИРУЕМЫЕ ДОЗВУКОВЫЕ СОПЛА
Регулирование выходного сечения сопла позволяет поддерживать
оптимальным режим работы турбокомпрессора, облегчать запуск двигателя,
получать наиболее экономичные дроссельные режимы. Сопло выполняется
из отдельных створок, шарнирно закрепленных во входящем сечении.
Изменение площади выходного сечения производится силовым кольцом с
гидроцилиндром
Закон изменения выходной площади определяется
профилированным кулачком. Герметичность обеспечивается пазовым
соединением или над створками. Число створок в выполненных
конструкциях z = 6 … 36. С увеличением числа створок форма поперечного
сечения приближается к круглой. Охлаждение створок производится
воздухом.

13.

СВЕРХЗВУКОВОЕ СОПЛО
С ЦЕНТРАЛЬНЫМ ТЕЛОМ
Такое сопло является соплом с аэродинамическим
регулированием. Различают сопла с внешним расширением и
комбинированные (с частично внутренним и частично внешним
расширением). Регулирование выполняется осевым перемещением
центрального тела. Несмотря на относительную простоту
конструкции, сопла с центральным телом не нашли широкого
применения из-за трудности охлаждения центрального тела
и механизма его перемещения.

14.

ЭЖЕКТОРНОЕ СОПЛО
Эжекторное сопло представляет собой створчатое однорядное
сопло с установленными над ним эжекторными створками. Такая
конструкция позволяет заменить жесткую стенку сверхзвуковой части
сопла жидкой границей, образованной струей вторичного воздуха из-под
эжекторных створок.
Наличие большого количества эжектируемого холодного воздуха
и простота регулирования делают эжекторное сопло пригодным для
применения на двигателях с форсажной камерой. Эжекторные створки
можно выполнять флюгерными (без механического привода), тогда они
будут сами устанавливаться в потоке под действием перепада давлений
Рс и Рн.

15.

СТВОРЧАТОЕ ДВУХРЯДНОЕ СОПЛО
Створчатое двухрядное сопло (всережимное) представляет собой
регулируемое суживающееся - расширяющееся сопло (сопло Лаваля).
Оно имеет два венца створок – дозвуковые, шарнирно закрепленные во
входном сечении, и сверхзвуковые, шарнирно подвешенные на
дозвуковых.
Перестановка сверхзвуковых створок может выполняться
принудительно специальными тягами или установкой их во флюгерное
положение под действием перепада давлений.

16.

СТВОРЧАТОЕ ДВУХРЯДНОЕ
СОПЛО С ЭЖЕКТОРОМ
Оно называется соплом с разрывом газодинамического контура
в критическом сечении. При малых скоростях истечения сопло работает
как эжекторное, а с увеличением скорости истечения к дозвуковой
створке пристыковывается сверхзвуковая створка.
Силовой привод регулируемого сопла состоит из нескольких
силовых гидроцилиндров и механизма перестановки створок. Силовые
цилиндры выполняются двух-, трехпозиционными или всережимными.
Узлы крепления гидроцилиндров размещают как можно ближе к поясу
шарнирной подвески створок, чтобы исключить влияние осевых
температурных деформаций на площадь сопла.

17.

ПЛОСКИЕ СОПЛА
Дальнейшее развитие сопел всех рассмотренных схем идет по пути
более полной интеграции их с самолетом. Так появились различные
варианты плоских сопел для многорежимных маневренных самолетов.
Схема плоского сопла принципиально аналогична схеме осесимметричного
сопла.
Достоинства плоских сопел:
• простота конструктивной реализации большого числа функций
(управление вектором тяги, реверсирование)
• хорошее аэродинамическое согласование истекающей реактивной струи
с обтеканием хвостовой части самолета
• улучшение взлетно-посадочных характеристик самолета
за счет создания вертикальной составляющей тяги.
Недостатки
• более высокая масса, чем у аналогичных осесимметричных сопел и
более высокий уровень потерь
• трудность охлаждения больших плоских панелей.

18.

РАБОТА ПЛОСКОГО СОПЛА

19.

РЕВЕРСИВНЫЕ УСТРОЙСТВА
Реверсирование тяги выполняется для торможения самолета
при посадке и маневрировании самолета при рулении. Рассматриваются
варианты использования реверсирования тяги для маневренных
самолетов и для маневрирования в воздухе. Реверсивное устройство
было впервые испытано в 1948г на двигателях РД-45 и РД-10.
Основным параметром реверсивного устройства является
коэффициент реверсирования Кр – отношение тяги с реверсивным
устройством к тяге без такого устройства
1 К р
Рр
Р
1
где Р – прямая тяга,
Рр – реверсированная тяга
В настоящее время достигнутый уровень коэффициента
реверсирования составляет - 0,85…- 0,9 на стенде. При повороте потока
газа на 120 … 140° КР ≈ - 0,5…- 0,6.

20.

ТРЕБОВАНИЯ К КОНСТРУКЦИИ РУ
- неизменность работы турбокомпрессора двигателя при включении
и выключении реверса;
- минимальные потери положительной тяги при выключенном
реверсе;
- исключение попадания горячих газов на вход в двигатель и на
конструкцию летательного аппарата;
- быстрое (за 1 … 2 с) изменение направления вектора тяги;
- синхронность работы при реверсировании нескольких двигателей

21.

КОНСТРУКЦИЯ РУ
Реверс
давления
Реверс
скорости
Первая схема конструктивно более сложная, требует специальных
решеток с лопатками для поворота потока и уплотнений между ковшами,
перекрывающими поток, и газоотводящей трубой, но перестановочное
усилие сравнительно невелико (используются пневмоцилиндры).
Во второй схеме створки, поворачивающие поток, представляют собой
элементы капота. Эта схема имеет повышенные потери отрицательной
тяги из-за поворота высокоскоростного газового потока, а створки
должны иметь высокую прочность и жесткость, так как нагрузки на них
значительно выше, чем в предыдущей схеме.

22.

РЕВЕРС ТРДД
БОЛЬШОЙ ДВУХКОНТУРНОСТИ
На ТРДД с большой степенью двухконтурности без смешения
потоков реверсивное устройство устанавливается во втором контуре.
При включении реверса проходное сечение второго контура
перекрывается дроссельными заслонками, а отклоненный поток воздуха
разворачивается и выводится из контура отклоняющими решетками

23.

ДЕВИАТОРЫ ТЯГИ
Девиаторы тяги применяются на самолетах с вертикальным
или укороченным взлетом и посадкой и на маневренных самолетах.
Они служат для создания вертикальной составляющей силы тяги и
для управления вектором тяги двигателя при маневре самолета.
Различают девиаторы конструктивно независимые от основного сопла
(дополнительные сопла и дроссельные заслонки) и девиаторы,
объединенные с основным соплом – поворотные сопла. Девиаторы
тяги располагают на двигателе так, чтобы вектор тяги двигателя с
включенным девиатором проходил через центр масс самолета.