Конструкция форсажных камер и выходных устройств авиационных ГТД. Чигрин В.С - 19 стр.

                                        19




                              Стойка
 Диск турбины                                       Конический насадок

     Обтекатель диска турбины                Удлинительная труба
                 Рис. 2.1. Нерегулируемое выходное устройство ГТД



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 выходного устройства.
      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 рис 2.2
показаны варианты конструкции фланцев крепления удлинительной трубы.
      По заднему поясу крепления удлинительная труба подвешивается при
     4




                                    1
                                               2
         а)                                                   3
                                                     б)
      Рис. 2.2. Способы крепления удлинительной трубы сферическим коль-
      цом (а) и сферическим фланцем (б): 1 – корпус двигателя; 2 – сфери-
      ческий фланец; 3 – соединительная планка; 4 – сферическое кольцо