Воздушная турбина привода лебедки для роспуска и подбора антенны

Воздушная турбина привода лебедки для роспуска и подбора антенны

Иллюстрации

Показать все

Реферат

Изобретение относится к турбомашинам, предназначенным для привода вспомогательных силовых установок, а конкретно к воздушным турбинам, использующим скоростной напор потока воздуха при полете самолета.

Режим работы некоторых авиационных вспомогательных силовых установок при использовании тепловых турбомашин может привести к значительным расходам топлива, предназначенного в основном для маршевых двигателей. Такой вспомогательной силовой установкой является привод лебедки, предназначенной для выпуска и втягивания длинных тросов, используемых в качестве антенн.

Для радиосвязи самолета с подводной лодкой в полностью погруженном состоянии необходимо использовать длинноволновый диапазон, так как только такие электромагнитные волны проходят сквозь толщу воды. Морская вода сильно поглощает радиоволны, но все-таки, чем больше длина волны, тем поглощение меньше. Такое обстоятельство накладывает свои условия на устройство передающей антенны - это должен быть кабель-трос длиной несколько километров.

Устройство для выпуска и обратного втягивания такой длинной антенны может иметь в качестве привода воздушную турбину.

Встречный поток воздуха, обтекающего самолет, обладает достаточной кинетической энергией, которую можно использовать в воздушной турбине, предназначенной для привода лебедки. Эта турбина вместе с редуктором и лебедкой размещается в одной аэродинамической гондоле, прикрепленной на пилоне к крылу самолета.

Изобретение решает задачу повышения эффективности проточных каналов воздушной турбины с целью повышения коэффициента полезного действия привода - воздушной турбины.

Воздушная турбина включает входной диффузор, сопловой аппарат, закрепленное на валу рабочее колесо турбины с лопатками и отводящий выходной канал.

Аналогом устройства воздушной турбины может быть выбран обычный воздушно-реактивный двигатель. Известно, что авиационные воздушно-реактивные двигатели, устанавливаемые на самолеты, летающие на дозвуковых скоростях, имеют входной дозвуковой диффузор. Эффективность работы дозвукового диффузора зависит от отношения скорости полета к скорости во входном его отверстии.

В курсе газовой динамики (см. Прикладная газовая динамика, Абрамович Г.Н. Издание третье, переработанное. Изд. "Наука", М., 1969, с.405) показано, что наилучшим условием работы входного устройства для полета с дозвуковой скорость является режим:

где W_e - скорость во входном отверстии диффузора;

W_н - скорость полета самолета.

Из условия неразрывности расход воздуха через входное отверстие диффузора равен расходу воздуха через кольцевой канал перед воздушной турбиной:

где ρ_е - плотность воздуха во входном отверстии диффузора, такая же, как вдалеке перед входным отверстием диффузора, в соответствии с высотой полета самолета (т.к. изменением плотности в пределах диффузора можно пренебречь, примем ρ_е=ρ_д);

W_e - скорость воздуха во входном отверстии диффузора;

F_e - площадь входного отверстия диффузора, перед ступенью турбины;

W_д - скорость воздуха в конце диффузора, перед ступенью турбины;

F_д - площадь кольцевого канала в конце диффузора, перед ступенью турбины.

Входной диффузор предназначен для обеспечения равномерного поля скоростей перед ступенью воздушной турбины. Для этого течение по тракту входного диффузора должно быть безотрывным, безвихревым, а скорость потока при натекании на лопатки должна быть снижена.

В расширяющемся канале статическое давление вдоль диффузора увеличивается

и если пренебречь изменением плотности в диффузоре, то соотношение скоростей обратно пропорционально соотношению площадей как

Известно, что если бы в диффузоре потери отсутствовали, воздух в любом его сечении имел бы одно и то же полное давление, равное (при дозвуковых скоростях полета) полному давлению в набегающей струе воздуха . Наличие потерь нарушает это равенство, и полное давление в конце диффузора всегда ниже, чем в начале:

Важной характеристикой диффузора является зависимость потерь от угла раскрытия диффузора. Установленная в результате статистической обработки многочисленных опытов зависимость показывает (см. Прикладная газовая динамика, Абрамович Г.Н. Издание третье, переработанное. Изд. "Наука", М., 1969, с.406), что угол раскрытия безотрывного диффузора не должен превышать значений

В этом случае коэффициент, представляющий собой отношение изменения полного давления диффузора к изменению полного давления в канале при внезапном расширении:

При этих значениях ψ (как указано в книге Г.Н.Абрамовича) не наблюдается видимого отрыва струй от стенки диффузора.

Ограничения (6) и (7) для устройства входного диффузора необходимо соблюдать во всех случаях независимо от типоразмера воздушной турбины и скоростного напора при дозвуковом полете самолета.

Для определения размеров входного диффузора производят расчет турбины, задавая:

- диаметр турбины D_cp;

- потребную мощность турбины N_т=G_вL_т,

где G_в=ρ_дW_дF_д - расход воздуха через кольцевой канал перед воздушной турбиной и через турбину; - работа расширения воздуха в турбине;

k=1.44, R=287,3 Дж/кг·К - физические константы для воздуха;

- температура торможения воздуха перед ступенью турбины на высоте полета; - полное давление воздуха перед ступенью турбины; р₂ - статическое давление воздуха за ступенью турбины, величина которого соответствует давлению воздуха на высоте полета;

- частоту вращения n;

- угол выхода потока из соплового аппарата α₁;

- другие режимные, геометрические и статистические параметры, и в результате расчета ступени воздушной турбины определяют высоту лопаток, а затем, принимая во внимание условия (6) и (7), получают необходимые геометрические параметры входного диффузора.

Следует отметить, что при разработке входного диффузора для воздушной турбины принятие во внимание только приведенных ограничений (α=6°...10°, ψ=0,15...0,20) не гарантирует высокую эффективность работы воздушной турбины, так как работу диффузора необходимо рассматривать совместно с присоединенной к нему ступенью турбины.

Аналогом предлагаемого устройства воздушной турбины может быть выбрано устройство свободной турбины, применяемой в качестве приводных (силовых) на газоперекачивающих станциях и на транспортных ГТД. Входные патрубки таких турбин, выполненные в виде кольцевого диффузора, имеют такие же геометрические соотношения, что и входное устройство воздушно-реактивного двигателя. Эти приводные (силовые) турбины имеют диаметры, больше диаметров турбин газогенератора, поскольку обороты силовой турбины значительно меньше оборотов турбин газогенератора.

Соотношения геометрических и режимных параметров переходных патрубков между этими турбинами эквивалентны дозвуковым входным диффузорам авиационных газотурбинных двигателей, поскольку у них общее назначение - обеспечить необходимое поле параметров на входе в ступень. Принято считать, что это поле должно быть равномерным.

Равномерное поле параметров на входе в ступень не гарантирует высокой эффективности ступени, т.к. при малых значениях D_cp/l₂<4 (здесь D_cp - средний диаметр лопаток рабочего колеса турбины; l₂ - длина пера рабочей лопатки турбины) и степени реактивности (ρ_ст=0,2...0,4), характерной для рассматриваемой ступени, в основании лопаток появляется значительная отрицательная реактивность (см., например, В.И.Локай, М.К.Максутова, В.А.Стрункин Газовые турбины двигателей летательных аппаратов. Теория, конструкция и расчет: Учебник для студентов вузов по специальности "Авиационные двигатели и энергетические установки" - 4-е изд., перераб. и доп. - М.: Машиностроение, 1991. С.149). Это означает, что в прикорневой зоне турбины вместо расширения идет процесс сжатия, то есть работа турбины в прикорневой зоне используется нецелесообразно.

Известно устройство воздушной турбины, предназначенной для привода электрогенератора, в которой выходной канал сформирован из нескольких сопел Лаваля, выполненных таким образом, что на выходе из рабочего колеса турбины создается значительное разрежение (см. публикацию М.Егорова в журнале Изобретатель и рационализатор №9, 2000 г. "НЕИСЧЕРПАЕМЫЙ ИСТОЧНИК ЭНЕРГИИ", пат. №2124142). В этом устройстве свободный поток работает как струйный насос и за счет эжектирующего влияния создает разрежение на донном срезе установки.

Преобразователь энергии, содержащий воздушную турбину, которая механически связана валом с электрическим генератором, находящимся внутри гондолы, а выходной канал турбины заканчивает в горле патрубка, выполненного по типу сопла Лаваля и охватывающего турбину снаружи. Этот патрубок совместно с гондолой формирует канал, который заканчивается в горле другого патрубка, также выполненного по типу сопла Лаваля и охватывающего турбину и первый патрубок снаружи.

Ветровой поток воздуха попадает во входное отверстие воздушной турбины, где преобразует энергию ветра во вращательное движение генератора, вырабатывающего электроэнергию. Перепад давлений, определяющий величину работы расширения воздуха в ступени турбины, отсчитывается от давления торможения потока воздуха во входном отверстии воздушной турбины до статического давления в выходном канале. Это давление может быть значительно ниже статического давления окружающего воздуха потому, что в горле сопел, выполненных по типу сопла Лаваля, скорость потока в существенно возрастет, а давление упадет на соответствующую величину и составит Р₂<Р_2Н, где Р₂ - статическое давление на выходе из ступени; Р_2Н - статическое давление в атмосфере.

Устройство воздушной турбины интегрировано в установку, являющуюся стационарным источником энергии, предназначенным для использования в любой точке планеты, включая места с повышенной скоростью ветра, где традиционные ветроэлектроустановки уже не работают. Такие установки являются альтернативным решением любым другим источникам - тепловым, электрическим и атомным. Однако габариты установки могут быть соизмеримы с поперечными размерами фюзеляжа широкофюзеляжного транспортного самолета или значительно превышать их.

Прототипом данного изобретения выбрано устройство расширяющейся выходной части патрубка, выполненного по типу сопла Лаваля, выполненное из отдельных элементов в виде лепесткового диффузора, с возможностью изменения телесного угла раскрытия выходной диффузорной части патрубка (см. US 4919364, МПК 7 В 64 D 27/20, 1990)

Технический результат, на решение которого направлено предлагаемое изобретение, заключается в повышении коэффициента полезного действия воздушной турбины и увеличении работы расширения воздуха в ступени и увеличении мощности турбины.

Технический результат достигается тем, что в устройстве воздушной турбины привода лебедки для роспуска и подбора антенны, содержащей входной диффузор, образованный центральным обтекателем и обечайкой, ступень турбины и выходной канал турбины, размещенный в горле патрубка, выполненного по типу сопла Лаваля и охватывающего корпус турбины снаружи, на втулочной части центрального обтекателя входного диффузора перед сопловым аппаратом ступени турбины выполнен кольцевой выступ с плавными обводами, а расширяющаяся выходная часть патрубка, формирующего канал по типу сопла Лаваля, выполнена из отдельных элементов в виде лепесткового диффузора, лепестки которого перемещаются.

Новым является то, что лепестки диффузора установлены так, чтобы телесный угол раскрытия выходной диффузорной части патрубка составлял угол α=40°...60°.

Сущность предлагаемого устройства заключается в следующем. Во входном диффузоре перед сопловым аппаратом ступени турбины на втулочной части выполнен выступ с плавными обводами, оттесняющий поток от втулочной и прикорневой зоны соплового аппарата, где условия для расширения рабочего тела (воздуха) в ступени неэффективны и в результате такого аксиального перераспределения по радиусу в направлении периферии в область эффективных условий для расширения рабочего тела, а вся турбина снаружи охвачена патрубком так, что между корпусом турбины и патрубком сформирован кольцевой газодинамический тракт, состоящий из сужающейся части, горла, расположенного над выхлопным каналом воздушной турбины, а следующая за горлом расширяющаяся часть патрубка выполнена в виде лепесткового диффузора, лепестки которого имеют телесный угол раскрытия диффузорной части патрубка α=40°...60°.

В результате такого размещения горла над выхлопным каналом воздушной турбины выхлоп происходит при пониженном статическом давлении по сравнению с атмосферным, а в лепестковом диффузоре при угле раскрытия α=40°...60° формируется кольцевая отрывная область, способствующая дальнейшему понижению статического давления и тем самым повышению перепада между давлением торможения на входе в турбину и статическим давлением за ступенью воздушной турбины, что дает возможность получить на данной турбине повышение мощности или потребную мощность получить на турбине значительно меньшего диаметра.

Специально предпринятые исследования по влиянию формы обводов входных диффузоров на эффективность ступени турбины, проведенные в КГТУ им. А.Н.Туполева, (см. работу Р.С.Агачева, А.И.Архипова, М.У.Закирова, А.Г.Вавилова. Влияние переходных патрубков на КПД турбины и удельные параметры ГТД. // Рабочие процессы в охлаждаемых турбомашинах газотурбинных двигателей. Казань: КАИ, 1989. С.80-84), показали, что при одинаковом значении соотношения площадей , где F₁ - площадь входа, F₂ - площадь выхода из диффузора, значительное воздействие на эффективность турбинной ступени оказывает форма проточной части канала входного диффузора. Экспериментально показано, что плавно очерченный выступ, выполненный на втулочной части кольцевого диффузора перед сопловым аппаратом ступени турбины, приводит к увеличению эффективного КПД ступени, по сравнению с кольцевым диффузором, имеющим гладкие стенки.

Эффективный КПД ступени турбины с входным диффузором, имеющим гладкие стенки, получен равным:

(здесь - эффективный КПД тяговой турбины, учитывающий механические потери η_м, уровень выходных потерь ξ_вых; (η_i)_Глад=0,760 - внутренний КПД ступени).

Для ступени турбины с входным диффузором, имеющим выступ на втулочной стенке, эффективный КПД в этих же исследованиях получен равным:

(здесь (η_i)_Выступ=0,775 - внутренний КПД ступени).

Таким образом, выполнение выступа на втулочной части диффузора перед ступенью турбины позволяет увеличить эффективный КПД более чем на 1%.

Очевидное влияние устройства входного диффузорного патрубка с выступом на втулочной части непосредственно перед ступенью указывает на то, что малооборотные ступени, имеющие в корневой зоне неэффективные условия для расширения рабочего тела (воздуха) в ступени, не требуют равномерного поля скоростей на входе в ступень, к чему обычно стремятся при проектировании входных устройств.

Отжатие потока выступом с плавными обводами из прикорневой зоны перед ступенью позволило уменьшить воздействие отрицательной реактивности в прикорневой зоне в ступени.

Встречный поток воздуха, попавший в канал-зазор между корпусом турбины и патрубком, выполненным по типу сопла Лаваля, в конфузорной, суживающейся части канала ускоряется, одновременно в канале снижается статическое давление до наименьшего значения в горле сопла, расположенного в области размещения окон выходных каналов турбины. Это снижение статического давления приводит к увеличению перепада на ступени турбины, следовательно, и к увеличению работы расширения газа в ступени. Диффузорная - расширяющаяся часть патрубка второго контура после горла состоит из отдельных секций - лепестков. Лепестки при перемещении (раскрытии) в сторону увеличения телесного угла создают за горлом, в области размещения окон выходных каналов, условия для дальнейшего понижения статического давления. Это понижение статического давления происходит как в результате отрыва потока встречного воздуха, обтекающего патрубок снаружи, так и в результате создания условий течения в лепестковом диффузоре как при внезапном расширении.

Для воздушной турбины как привода лебедки необходимо знать режимные условия эксплуатации (скорость и высоту полета) и для конкретной лебедки потребную мощность турбины:

где расход воздуха через входной диффузор и через турбину определен, как:

а работа расширения воздуха в ступени турбины определена, как:

Входящие в уравнение (12): k=1.44, R=287,3 Дж/кг·К - физические константы для воздуха; - температура торможения воздуха перед ступенью турбины на высоте полета; - полное давление воздуха перед ступенью турбины; р₂ - статическое давление воздуха за ступенью турбины, величина которого соответствует давлению воздуха на высоте полета.

В полете на высоте 8000 метров со скоростью около 700 км/час температура торможения воздуха перед ступенью турбины положим равной

полное давление воздуха перед ступенью турбины положим равным

Статическое давление на согласно международной стандартной атмосфере (МСА) на высоте 8000 метров равно

p_2(H=8000)=35650 Па.

Тогда работа расширения воздуха в ступени турбины будет равной:

Предлагаемое устройство патрубка, охватывающего корпус турбины снаружи и формирующего кольцевой конфузорный канал в виде сопла Лаваля, горло которого расположено над выходным каналом турбины, позволяет понизить статическое давление ниже (МСА).

Пусть на входе в кольцевой канал между патрубком и корпусом турбины (второй контур) будут созданы условия W_eII≈0,5 W_н, как и на входе во входной диффузор воздушной турбины (1). Отношение площади поперечного сечения входа в этот кольцевой канал второго контура F_eII к площади поперечного сечения в горле этого же кольцевого канала F_гII примем равным:

По соотношению (4) скорость воздуха в горле будет равна

W_гII=3W_eII≈1,5W_H=1,5×185,5=278,25 м/с.

Плотность воздуха на высоте 8000 метров по (МСА) равна

ρ_(H=8000)=0,526 кг/м³.

Давление торможения в горле кольцевого канала в полете со скоростью W_H=185,5 м/с на высоте Н=8000 м примем равным , тогда статическое давление в горле равно:

Если принять это статическое давление для выходного канала за турбиной, то работа расширения воздуха в ступени турбины будет равной:

Если принять расход через турбину неизменным и равным G_в=20 кг/с, без наружного патрубка мощность турбины будет

N_т=G_вL_ep2(MCA)=20×17193=343,860 кВт

При наличии наружного патрубка мощность турбины будет

N_тII=G_вL_{e ргII}=20×52244=1044,780 кВт.

Таким образом, получено трехкратное увеличение мощности турбины.

Другая задача, которая может быть решена этим изобретением, это уменьшение диаметра турбины при сохранении потребной мощности. Так, если потребная мощность силовой установки антенной лебедки должна быть N_т=320 кВт, а средний диаметр турбины по техническому заданию допустим должен быть равным D_cp=0,65 метра. Положим по соотношению (1) скорость на входе в диффузор W_e=0,5 W_н, примем тогда согласно (4) W_д=0,6 W_e. Параметры полета предлагаемой турбины с наружным патрубком оставим прежними, т.е. в полете со скоростью W_н=185,5 м/с на высоте Н=8000 м, давление торможения в горле патрубка примем равным , статическое давление в горле наружного патрубка равно р_г=20362 Па, работа расширения в турбине L_e(ргII)=52244 Дж/кг. Тогда для таких условий будем иметь:

- расход воздуха через турбину G_в=N_тII/L_ергII=320000/52244≈6 кг/с;

- площадь кольцевого канала размещения лопаточных решеток турбины F1=F_д=G_в/(ρ_(Н=8000)·W_д)=6/(0,526·0,6·0,5·185,5)≈0,063 м²;

- высота лопаток L1=F1/(π·D_cp)=0,063/(3,14159·0,65)=0,102 м.

- соотношение D_cp/L1=0,65/0,102=6,4 означает, что в прикорневой зоне турбины (см., например, В.И.Локай, М.К.Максутова, В.А.Стрункин Газовые турбины двигателей летательных аппаратов. Теория, конструкция и расчет: Учебник для студентов вузов по специальности "Авиационные двигатели и энергетические установки" - 4-е изд., перераб. и доп. - М.: Машиностроение, 1991. С.149) при значениях степени реактивности (ρ_ст=0,2...0,3) ступени будет иметь место вредное воздействие отрицательной реактивности. Однако отжатие потока в диффузоре выступом с плавными обводами из прикорневой зоны перед ступенью, как показали экспериментальные исследования, позволило уменьшить воздействие отрицательной реактивности в прикорневой зоне в ступени.

Таким образом, воздушная турбина для авиационной вспомогательной установки, вставленная в патрубок в виде сопла Лаваля, позволяющий уменьшить статическое давление на выходе из ступени турбины, может иметь более выгодные весовые характеристики и лучшее аэродинамическое качество.

Данные расчеты являются прикидочными и приведены лишь для подтверждения полезного эффекта от устройства второго контура воздушной турбины.

В реальных условиях воздух, поступающий в выходной канал после турбины, усреднит статическое давление в горле. Однако эжектирующее свойство второго контура можно увеличить, если присоединенный к конфузорному участку патрубка за горлом диффузор лепестковой конструкции с изменяемой геометрией будет установлен на телесный угол раскрытия α_{д II}=40°...60°, то это вызовет отрыв пограничного слоя на внешней поверхности и существенно понизит статическое давление в затурбинной области.

Согласно графику, приведенному в книге Абрамовича Г.Н. - Прикладная газовая динамика, издание третье, переработанное. Изд. "Наука", М., 1969, на с.406, для диффузоров, раскрытых на угол

коэффициент, представляющий собой отношение изменения полного давления диффузора к изменению полного давления в канале при внезапном расширении, принимает значения

Это означает, что в таком диффузоре, как и в канале с внезапным расширением, статическое давление в начальном участке диффузора значительно ниже, чем на выходном срезе.

Таким образом, устройство воздушной двухконтурной турбины имеет входной диффузор первого контура, на втулочной части центрального обтекателя перед сопловым аппаратом ступени турбины выполнен выступ с плавными обводами, а патрубок, образующий второй контур, выполнен в виде сопла Лаваля, состоящий из конфузора во входной части, горла в средней части и диффузора в выходной части, горло которого расположено над выходным каналом первого контура, а следующая за горлом расширяющаяся выходная часть патрубка выполнена в виде лепесткового диффузора, лепестки которого перемещаются и изменяют телесный угол раскрытия выходной диффузорной части патрубка, позволяет уменьшить диаметральный габарит турбины при сохранении потребной мощности и повысить эффективность турбины.

На фиг.1 приведена схема воздушной турбины с входным диффузором, имеющим кольцевой выступ на втулочной части центрального обтекателя перед сопловым аппаратом и патрубком, выполненным по типу сопла Лаваля, охватывающим корпус турбины снаружи и имеющим лепестковый диффузор изменяемой геометрии.

На фиг.2 приведена схема устройства управления лепестковым диффузором изменяемой геометрии. На фиг.2,а показан отдельно патрубок, на котором лепестковый диффузор установлен в положение минимального лобового сопротивления для дальнего перелета. На фиг.2,б показан патрубок, на котором лепестковый диффузор установлен в положение, обеспечивающее пониженное статическое давление за турбиной.

На фиг.3 приведена схема аэродинамической гондолы с воздушной турбиной, редуктором и лебедкой для роспуска и подбора троса-антенны.

На фиг.4 приведены примеры размещения пилона гондолы воздушной турбины на транспортном самолете.

На фиг.5 показано примерное положение антенного троса при осуществлении радиосвязи с подводной лодкой.

Здесь: 1 - входной диффузор воздушной турбины; 2 - обечайка входного диффузора; 3 - внутренний обтекатель; 4 - кольцевой выступ на втулочной части внутреннего обтекателя входного диффузора; 5 - сопловая решетка турбинной ступени; 6 - рабочее колесо турбинной ступени; 7 - выходной канал воздушной силовой турбины; 8 - входной конфузор наружного патрубка; 9 - обечайка входного конфузора наружного патрубка; 10 - кольцевой конфузорный канал между корпусом турбины и наружным патрубком; 11 - горло канала между корпусом турбины и наружным патрубком; 12 - расширяющаяся часть кольцевого канала между корпусом турбины и наружным патрубком, выполненная в виде диффузора с изменяемой геометрией; 13 - лепестки диффузора с изменяемой геометрией, при раскрытии которых изменяется величина телесного угла диффузора; 14 - шарнирные узлы поворота лепестков для разворачивания или складывания лепестков выхлопного диффузора; 15 - тяги (пневматические, гидравлические или электрические) для изменения геометрии выхлопного диффузора; 16 - аэродинамическая гондола с воздушной силовой турбиной и антенной лебедкой, закрепленная с помощью пилона на крыле самолета; 17 - пилон крепления устройства на крыле самолета; 18 - крыло самолета; 19 - вал, соединяющий турбину с редуктором; 20 - редуктор; 21 - лебедка; 22 - трос-антенна; 23 - высота полета; 24 - нижний уровень провисающей антенны, расстояние до поверхности водной среды; 25 - поверхность водной среды.

Воздушная турбина привода лебедки для роспуска и подбора антенны работает следующим образом. В полете самолета-радиостанции встречный поток воздуха, попавший во входное отверстие 1 диффузора воздушной турбины, протекает по кольцевому диффузорному каналу, между обечайкой 2 входного диффузора и центральным внутренним обтекателем 3, обтекает выступ 4, поступает в сопловой аппарат 5 и рабочее колесо 6 ступени турбины, в которой, расширившись от давления торможения перед турбиной до статического давления за турбиной, совершает работу, вращая вал 19 привода редуктора лебедки. Выступ 4 перед сопловым аппаратом 5 отжимает поток воздуха от прикорневой области к периферии для уменьшения воздействия отрицательной реактивности в прикорневой зоне ступени.

Встречный воздух, попавший во входной конфузор 8 наружного патрубка 9 по каналу-зазору 10 между корпусом 2 турбины и патрубком 9, в суживающейся части канала 10 ускоряется, одновременно в канале снижается статическое давление до наименьшего значения в горле 11, расположенного в области размещения окон 7 выходных каналов турбины 5, 6. Это снижение статического давления приводит к увеличению перепада на ступени турбины, следовательно, и к увеличению работы расширения газа в ступени 5, 6 и к увеличению мощности турбины.

Для достижения дальнейшего понижения статического давления на выходе из турбины патрубок 9 заканчивается диффузором 12, выполненным из отдельных элементов лепестков 13 в виде диффузора с углом раскрытия α=8°...10°, лепестки которого, поворачиваясь на отдельных шарнирах 14, изменяют телесный угол раскрытия выходной диффузорной части патрубка до значений угла раскрытия α=40°...60°. При таких значениях угла раскрытия течение в диффузоре эквивалентно течению в канале с внезапным расширением, когда резко снижается статическое давление. Таким образом, в прелагаемом устройстве воздушной турбины может быть получена значительно большая работа расширения набегающего в полете потока воздуха и соответственно мощность турбины. Это означает, что потребную мощность можно реализовать на турбине меньшего диаметра.

Поворот лепестков 13 диффузора 12 в шарнирах 14 может быть осуществлен при помощи тяг 15 (имеющих пневматический или гидравлический, или электрический привод). Крутящий момент от турбины передается через вал 19, редуктор 20 на лебедку 21, на которой намотан трос-кабель антенны 22. Редуктор 20 и лебедка 21 размещены внутри аэродинамической гондолы 16, на которой крепится предложенное устройство воздушной турбины. А аэродинамическая гондола с воздушной турбиной, редуктором и антенной - лебедкой закреплена с помощью пилона 17 на крыле самолета 18 в одном ряду с маршевыми ГТД. Для осуществления связи с подводной лодкой, находящейся в полностью погруженном состоянии, самолет на высоте полета 23 переходит на циркуляционный полет, таким образом, чтобы нижний уровень провисающей антенны, на необходимом расстоянии 24 и на небольшом участке поверхности водной среды 25. Предлагаемое устройство воздушной турбины позволяет многократно распускать и подбирать антенну для радиопередачи, в том числе осуществлять и ложные передачи, и тем самым не обнаруживать истинное месторасположение затаившейся подводной лодки.

Воздушная турбина привода лебедки для роспуска и подбора антенны, содержащая входной диффузор, образованный центральным обтекателем и обечайкой, ступень турбины и выходной канал турбины, размещенный в горле патрубка, выполненного по типу сопла Лаваля и охватывающего корпус турбины снаружи, на центральном обтекателе входного диффузора перед сопловым аппаратом ступени турбины выполнен кольцевой выступ с плавными обводами, а расширяющаяся выходная часть патрубка, выполненного по типу сопла Лаваля, выполнена из отдельных элементов в виде лепесткового диффузора, отличающаяся тем, что лепестки диффузора установлены так, чтобы телесный угол раскрытия выходной диффузорной части патрубка составлял α=40...60°.