Авиационный газотурбинный двигатель содержит корпус, входное и сопловое устройства, камеру сгорания, турбокомпрессор, установленный на газовых подшипниках, образованных компрессорными и турбинными цапфами роторов и вкладышами подшипников, закрепленных на корпусе двигателя посредством полых лопаток направляющего, спрямляющего и соплового аппаратов, либо поверхностями ободов, образованных бандажными полками компрессорных или турбинных лопаток и ответными поверхностями элементов корпуса двигателя. Внутри полого ротора турбокомпрессора установлен воздушно-реактивный прямоточный двигатель, корпусом которого является кожух. Кожух закреплен неподвижно на корневых частях полых лопаток направляющего или соплового аппаратов и служит камерой сгорания с возможностью установки на нем блока топливных форсунок, системы зажигания и стабилизаторов пламени. Изобретение позволяет улучшить технико-экономические характеристики, повысить ресурсы надежность двигателя. 1 ил.
Изобретение относится к области авиационной и ракетно-космической техники и может быть использовано в двигательных установках летательных аппаратов.
Известен авиационный газотурбинный двигатель ГТД [1], содержащий корпус, входное и сопловое устройства, камеру сгорания, турбокомпрессор, установленный на газовых подшипниках. Такая конструкция позволяет выполнить ротор турбокомпрессора полым, исключить систему масляной смазки, что делает его более простым и экономичным. Однако данная конструкция имеет недостаток: в создании силы тяги двигателя не используется полая часть ротора турбокомпрессора. Техническая задача, которую решает заявляемое изобретение - улучшение технико-экономических характеристик, повышение ресурса и надежности двигателя путем совмещения функций газотурбинного и прямоточного воздушно-реактивного двигателей. Поставленная цель достигается тем, что в известном устройстве содержится корпус, входное и сопловое устройства, камера сгорания, турбокомпрессор, установленный на газовых подшипниках, образованных компрессорными и турбинными цапфами роторов и вкладышами подшипников, закрепленных на корпусе двигателя посредством полых лопаток направляющего, спрямляющего и соплового аппаратов, либо поверхностями ободов, образованных бандажными полками компрессорных или турбинных лопаток и ответными поверхностями элементов корпуса двигателя. Внутри полого ротора турбокомпрессора установлен воздушно-реактивный прямоточный двигатель (ПВРД), корпусом которого является кожух, закрепленный неподвижно на корневых частях полых лопаток направляющего или соплового аппаратов. Это дает возможность совместить в едином корпусе ГТД и ПВРД, что обеспечит большую силу тяги двигателя, улучшит его скоростные и высотные характеристики. Сущность изобретения поясняется чертежом, на котором двигатель содержит корпус 1, компрессор 2, камеру сгорания ГТД 3, турбину 4, входное устройство 5, сопло 6, направляющие 7 и сопловые аппараты 8, к корневым частям которых крепится неподвижный жесткий кожух 9, изготовленный из жаропрочной стали служащий корпусом ПВРД, камерой сгорания, газодинамическим трактом и основой для установки элементов: блока топливных форсунок и системы зажигания 10, стабилизаторов пламени 11. Подача топлива в камеру сгорания 10 осуществляется по трубопроводу через полые лопатки направляющего аппарата 7. Двигатель работает следующим образом. В стационарных условиях запускают ГТД, при работе которого осуществляется взлет летательного аппарата, набор высоты и скорости. При достижении потребной сверхзвуковой скорости осуществляют запуск ПВРД. Возможно использование створок для разделения воздушного потока (створки на чертеже не показаны) для рациональной эксплуатации двигателя. Дальнейшая работа двигательной установки проходит либо с участием одного ПВРД, либо одновременно двух двигателей. При уменьшении скорости полета ниже сверхзвуковой ПВРД выводят из работы. Полет с малыми скоростями, в частности посадку летательного аппарата, осуществляют при работе ГТД. Таким образом, предлагаемая конструкция двигателя позволяет совместить достоинства газотурбинного и прямоточного воздушно-реактивного двигателей, улучшить технико-экономические показатели, повысить ресурс и надежность.Похожие патенты:
Изобретение относится к области реактивных двигателей, в частности к комбинированным двигательным установкам для летательных аппаратов, и может быть использовано как путем установки на летательных аппаратах, так и в качестве носителя полезной нагрузки
Изобретение относится к летательным аппаратам, в частности к гиперзвуковым самолетам, снабженным тепловой защитой конструкции и бортового оборудования и силовыми установками, обеспечивающими гиперзвуковую скорость атмосферного полета
Изобретение относится к авиационной технике конкретно к реактивным двигателям, и может быть использовано в силовых установках летательных аппаратов больших скоростей полета
Изобретение относится к газотурбостроению и может быть использовано в авиационных силовых установках, в частности ТРД и ТРДД
Изобретение относится к области машиностроения, в частности к авиастроению и двигателестроению, а именно к летательным аппаратам
Изобретение относится к области машиностроения, в частности к авиастроению и двигателестроению, а именно к летательным аппаратам
Изобретение относится к газотурбинным установкам, в частности к реактивному двигателю вакуумного принципа действия, и может быть использовано в воздушном, водном и наземном транспорте
Изобретение относится к авиадвигателестроению
Изобретение относится к авиации, в частности к двигателестроению
Изобретение относится к авиации, более конкретно к реактивным двигателям комбинированного типа, предназначенным для летательных аппаратов, совершающим полеты в диапазоне от дозвуковых до гиперзвуковых скоростей и может быть использовано в их конструкции для повышения летно-технических характеристик
Изобретение относится к реактивным двигательным установкам и предназначено для применения при полетах летательных аппаратов, преимущественно скоростных самолетов, в воздушном пространстве
Изобретение относится к авиационной технике
Изобретение относится к области авиационной и ракетно-космической техники и может быть использовано в двигательных установках летательных аппаратов
www.findpatent.ru
Газотурбинный двигатель (ГТД) — тепловой двигатель, в котором газ сжимается и нагревается, а затем энергия сжатого и нагретого газа преобразуется в механическую работу на валу газовой турбины.
В отличие от поршневого двигателя, в ГТД процессы происходят в потоке движущегося газа.
Сжатый атмосферный воздух из компрессора поступает в камеру сгорания, туда же подаётся топливо, которое, сгорая, образует большое количество продуктов сгорания под высоким давлением. Затем в газовой турбине энергия газообразных продуктов сгорания преобразуется в механическую работу за счёт вращения струёй газа лопаток, часть которой расходуется на сжатие воздуха в компрессоре. Остальная часть работы передаётся на приводимый агрегат. Работа, потребляемая этим агрегатом, является полезной работой ГТД. Газотурбинные двигатели имеют самую большую удельную мощность среди ДВС, до 6 кВт/кг.
В качестве топлива могут использоваться любое горючее, которое можно диспергировать: бензин, керосин, дизельное топливо, мазут, природный газ, судовое топливо, водяной газ, спирт и измельченный уголь.
| В этом разделе не хватает ссылок на источники информации. Информация должна быть проверяема, иначе она может быть поставлена под сомнение и удалена. Вы можете отредактировать эту статью, добавив ссылки на авторитетные источники. Эта отметка установлена 11 ноября 2011. |
Как и во всех циклических тепловых двигателях, чем выше температура сгорания, тем выше КПД. Сдерживающим фактором является способность стали, никеля, керамики или других материалов, из которых состоит двигатель, выдерживать температуру и давление. Значительная часть инженерных разработок направлена на то, чтобы отводить тепло от частей турбины. Большинство турбин также пытаются рекуперировать тепло выхлопных газов, которое, в противном случае, теряется впустую. Рекуператоры — это теплообменники, которые передают тепло выхлопных газов сжатому воздуху перед сгоранием. При комбинированном цикле тепло передается системам паровых турбин. И при комбинированном производстве тепла и электроэнергии (когенерация) отработанное тепло используется для производства горячей воды.
Как правило, чем меньше двигатель, тем выше должна быть частота вращения вала(ов), необходимая для поддержания максимальной линейной скорости лопаток.[источник не указан 404 дня] Максимальная скорость турбинных лопаток определяет максимальное давление, которое может быть достигнуто, что приводит к получению максимальной мощности, независимо от размера двигателя. Реактивный двигатель вращается с частотой около 10000 об/мин и микро-турбина — с частотой около 100000 об/мин.[источник не указан 404 дня]
Авиационные двигатели также часто используются для генерации электрической мощности, благодаря их способности запускаться, останавливаться и изменять нагрузку быстрее, чем промышленные машины.[источник не указан 404 дня]
Воздушно-реактивный двигатель — газовый двигатель, оптимизированный для получения тяги от выхлопных газов или от туннельного вентилятора, присоединенного к газовой турбине.[источник не указан 404 дня] Реактивные двигатели, которые производят тягу, главным образом, от прямого импульса выхлопных газов, часто называются турбореактивными, в то время, как те, которые создают тягу от туннельного вентилятора, часто называются турбовентиляторными.[источник не указан 404 дня]
Простейший газотурбинный двигатель имеет только одну турбину, которая приводит компрессор и одновременно является источником полезной мощности. Это накладывает ограничение на режимы работы двигателя.
Иногда двигатель выполняется многовальным. В этом случае имеется несколько последовательно стоящих турбин, каждая из которых приводит свой вал. Турбина высокого давления (первая после камеры сгорания) всегда приводит компрессор двигателя, а последующие могут приводить как внешнюю нагрузку (винты вертолёта или корабля, мощные электрогенераторы и т. д.), так и дополнительные компрессоры самого двигателя, расположенные перед основным.
Преимущество многовального двигателя в том, что каждая турбина работает при оптимальном числе оборотов и нагрузке. При нагрузке, приводимой от вала одновального двигателя, была бы очень плоха приемистость двигателя, то есть способность к быстрой раскрутке, так как турбине требуется поставлять мощность и для обеспечения двигателя большим количеством воздуха (мощность ограничивается количеством воздуха), и для разгона нагрузки. При двухвальной схеме легкий ротор высокого давления быстро выходит на режим, обеспечивая двигатель воздухом, а турбину низкого давления большим количеством газов для разгона. Также есть возможность использовать менее мощный стартер для разгона при пуске только ротора высокого давления.
В полёте поток воздуха тормозится во входном устройстве перед компрессором, в результате чего его температура и давление повышается. На земле во входном устройстве воздух ускоряется, его температура и давление снижаются.
Проходя через компрессор, воздух сжимается, его давление повышается в 10—45 раз, возрастает его температура. Компрессоры газотурбинных двигателей делятся на осевые и центробежные. В наши дни в двигателях наиболее распространены многоступенчатые осевые компрессоры. Центробежные компрессоры, как правило, применяются в малогабаритных силовых установках.
Далее сжатый воздух попадает в камеру сгорания, в так называемые жаровые трубы, либо в кольцевую камеру сгорания, которая не состоит из отдельных труб, а является цельным кольцевым элементом. В наши дни кольцевые камеры сгорания являются наиболее распространёнными. Трубчатые камеры сгорания используются гораздо реже, в основном на военных самолётах. Воздух на входе в камеру сгорания разделяется на первичный, вторичный и третичный. Первичный воздух поступает в камеру сгорания через специальное окно в передней части, по центру которого расположен фланец крепления форсунки и участвует непосредственно в окислении (сгорании) топлива (формировании топливо-воздушной смеси). Вторичный воздух поступает в камеру сгорания сквозь отверстия в стенках жаровой трубы, охлаждая, придавая форму факелу и не участвуя в горении. Третичный воздух подаётся в камеру сгорания уже на выходе из неё, для выравнивания поля температур. При работе двигателя в передней части жаровой трубы всегда вращается вихрь раскалённого газа (что обусловлено специальной формой передней части жаровой трубы), постоянно поджигающего формируемую топливовоздушную смесь, происходит сгорание топлива (керосина, газа), поступающего через форсунки в парообразном состоянии.
Газовоздушная смесь расширяется и часть её энергии преобразуется в турбине через рабочие лопатки в механическую энергию вращения основного вала. Эта энергия расходуется, в первую очередь, на работу компрессора, а также используется для привода агрегатов двигателя (топливных подкачивающих насосов, масляных насосов и т. п.) и привода электрогенераторов, обеспечивающих энергией различные бортовые системы.
Основная часть энергии расширяющейся газовоздушной смеси идёт на ускорение газового потока в сопле и создание реактивной тяги.
Чем выше температура сгорания, тем выше КПД двигателя. Для предупреждения разрушения деталей двигателя используют жаропрочные сплавы, оснащённые системами охлаждения, и термобарьерные покрытия.
Турбореактивный двигатель с форсажной камерой (ТРДФ) — модификация ТРД, применяемая в основном на сверхзвуковых самолётах. Между турбиной и соплом устанавливается дополнительная форсажная камера, в которой сжигается дополнительное горючее. В результате происходит увеличение тяги (форсаж) до 50%, но расход топлива резко возрастает. Двигатели с форсажной камерой, как правило, не используются в коммерческой авиации по причине их низкой экономичности.
«Основные параметры турбореактивных двигателей различных поколений»| 1 поколение1943-1949 гг. | 730-780 | 3-6 | BMW 003, Jumo 004 | Me 262, Ar 234, He 162 |
| 2 поколение1950-1960 гг. | 880-980 | 7-13 | J 79, Р11-300 | F-104, F4, МиГ-21 |
| 3 поколение1960-1970 гг. | 1030-1180 | 16-20 | TF 30, J 58, АЛ 21Ф | F-111, SR 71,МиГ-23Б, Су-24 |
| 4 поколение1970-1980 гг. | 1200-1400 | 21-25 | F 100, F 110, F404,РД-33, АЛ-31Ф | F-15, F-16,МиГ-29, Су-27 |
| 5 поколение2000-2020 гг. | 1500-1650 | 25-30 | F119-PW-100, EJ200,F414, АЛ-41Ф | F-22, F-35,ПАК ФА |
Начиная с 4-го поколения рабочие лопатки турбины выполняются из монокристаллических сплавов, охлаждаемые.
В турбовинтовом двигателе (ТВД) основное тяговое усилие обеспечивает воздушный винт, соединённый через редуктор с валом турбокомпрессора. Для этого используется турбина с увеличенным числом ступеней, так что расширение газа в турбине происходит почти полностью и только 10—15 % тяги обеспечивается за счёт газовой струи.
Турбовинтовые двигатели гораздо более экономичны на малых скоростях полёта и широко используются для самолётов, имеющих большую грузоподъёмность и дальность полёта. Крейсерская скорость самолётов, оснащённых ТВД, 600—800 км/ч.
Турбовальный двигатель (ТВаД) — газотурбинный двигатель, у которого вся развиваемая мощность через выходной вал передается потребителю. Основная область применения — силовые установки вертолетов.
Дальнейшее повышение эффективности двигателей связано с появлением так называемого внешнего контура. Часть избыточной мощности турбины передаётся компрессору низкого давления на входе двигателя.
В турбореактивном двухконтурном двигателе (ТРДД) воздушный поток попадает в компрессор низкого давления, после чего часть потока проходит по обычной схеме через турбокомпрессор, а остальная часть (холодная) проходит через внешний контур и выбрасывается без сгорания, создавая дополнительную тягу. В результате снижается температура выходного газа, снижается расход топлива и уменьшается шум двигателя. Отношение количества воздуха, прошедшего через внешний контур, к количеству прошедшего через внутренний контур воздуха называется степенью двухконтурности (m). При степени двухконтурности <4 потоки контуров на выходе, как правило, смешиваются и выбрасываются через общее сопло, если m>4 — потоки выбрасываются раздельно, так как из-за значительной разности давлений и скоростей смешение затруднительно.
Двигатели с малой степенью двухконтурности (m<2) применяются для сверхзвуковых самолётов, двигатели с m>2 для дозвуковых пассажирских и транспортных самолётов.
Турбовентиляторный реактивный двигатель (ТВРД) — это ТРДД со степенью двухконтурности m=2—10. Здесь компрессор низкого давления преобразуется в вентилятор, отличающийся от компрессора меньшим числом ступеней и большим диаметром, и горячая струя практически не смешивается с холодной.
Дальнейшим развитием ТВРД с увеличением степени двухконтурности m=20—90 является турбовинтовентиляторный двигатель (ТВВД). В отличие от турбовинтового двигателя, лопасти двигателя ТВВД имеют саблевидную форму, что позволяет перенаправить часть воздушного потока в компрессор и повысить давление на входе компрессора. Такой двигатель получил название винтовентилятор и может быть как открытым, так и закапотированным кольцевым обтекателем. Второе отличие — винтовентилятор приводится от турбины не напрямую, как вентилятор, а через редуктор.
Вспомогательная силовая установка (ВСУ) — небольшой газотурбинный двигатель, являющийся дополнительным источником мощности, например, для запуска маршевых двигателей самолетов. ВСУ обеспечивает бортовые системы сжатым воздухом ( в том числе для вентиляции салона), электроэнергией и создает давление в гидросистеме летательного аппарата.
Используются в судовой промышленности для снижения веса. GE LM2500 и LM6000 — две характерных модели этого типа машин.
Другие модификации газотурбинных двигателей используются в качестве силовых установок на судах (газотурбоходы), железнодорожном (газотурбовозы) и другом наземном транспорте, а также на электростанциях, в том числе, передвижных, и для перекачки природного газа. Принцип работы практически не отличается от турбовинтовых двигателей.
В газовой турбине с замкнутым циклом рабочий газ циркулирует без контакта с окружающей средой. Нагрев (перед турбиной) и охлаждение (перед компрессором) газа производится в теплообменниках. Такая система позволяет использовать любой источник тепла (например, газоохлаждаемый ядерный реактор). Если в качестве источника тепла используется сгорание топлива, то такое устройство называют турбиной внешнего сгорания. На практике газовые турбины с замкнутым циклом используются редко.
| В этом разделе не хватает ссылок на источники информации. Информация должна быть проверяема, иначе она может быть поставлена под сомнение и удалена. Вы можете отредактировать эту статью, добавив ссылки на авторитетные источники. Эта отметка установлена 11 ноября 2011. |
Большинство газовых турбин представляют собой двигатели внутреннего сгорания, но также возможно построить газовую турбину внешнего сгорания, которая, фактически, является турбинной версией теплового двигателя.[источник не указан 404 дня]
При внешнем сгорании в качестве топлива используется пылевидный уголь или мелкоистолченная биомасса (например, опилки). Внешнее сжигание газа используется как непосредственно, так и косвенно. В прямой системе, продукты сгорания проходят сквозь турбину. В косвенной системе, используется теплообменник и чистый воздух проходит сквозь турбину. Тепловой КПД ниже в системе внешнего сгорания косвенного типа, однако лопасти не подвергаются воздействию продуктов сгорания.
| В этом разделе не хватает ссылок на источники информации. Информация должна быть проверяема, иначе она может быть поставлена под сомнение и удалена. Вы можете отредактировать эту статью, добавив ссылки на авторитетные источники. Эта отметка установлена 11 ноября 2011. |
Газовые турбины используются в кораблях, локомотивах и танках. Множество экспериментов проводилось с автомобилями, оснащенными газовыми турбинами.
В 1950 году дизайнер Ф.Р. Белл и главный инженер Морис Вилкс в британской компании Rover Company анонсировал первый автомобиль с приводом от газотурбинного двигателя. Двухместный JET1 имел двигатель, расположенный позади сидений, решетки воздухозаборника по обеим сторонам машины, и выхлопные отверстия на верхней части хвоста. В ходе испытаний автомобиль достиг максимальной скорости 140 км/ч, на скорости турбины 50000 об/мин. Автомобиль работал на бензине, парафиновом или дизельном маслах, но проблемы с потреблением топлива оказались непреодолимыми для производства автомобилей. В настоящее время он выставлен в Лондоне в Музее Науки.
Команды Rover и British Racing Motors (BRM) (Формула-1) объединили усилия для создания Rover-BRM, авто, с приводом от газовых турбин, которое приняло участие в гонке 24 часа Ле-Мана 1963 года, управляемое Грэмом Хиллом и Гитнером Ричи. Оно имело среднюю скорость - 107,8 миль/ч (173 км/ч), а максимальную скорость - 142 миль/ч (229 км/ч). Американские компании Ray Heppenstall, Howmet Corporation и McKee Engineering объединились для совместной разработки собственных газотурбинных спортивных автомобилей в 1968 году, Howmet TX приняла участие в нескольких американских и европейских гонках, в том числе завоевав две победы, а также принимала участие в гонке 24 часа Ле-Мана 1968 года. Автомобили использовали газовые турбины Continental Motors Company, благодаря которым, в конечном итоге, ФИА было установлено шесть посадочных скоростей для машин с приводом от турбин.
На гонках автомобилей с открытыми колёсами, революционное полноприводное авто 1967 года STP Oil Treatment Special с приводом от турбины, специально подобранной легендой гонок Эндрю Гранателли и управляемое Парнелли Джонсом, почти выиграло в гонке "Инди-500"; авто с турбиной STP компании Pratt & Whitney обгоняло почти на круг авто, шедшее вторым, когда у него неожиданно отказала коробка передач за три круга до финишной черты. В 1971 глава компании Lotus Колин Чепмен представил авто Lotus 56B F1, с приводом от газовой турбины Pratt & Whitney. У Чепмена была репутация создателя машин-победителей, но он вынужден был отказаться от этого проекта из-за многочисленных проблем с инерционностью турбин (турболагом).
Оригинальная серия концептуальных авто General Motors Firebird была разработана для автовыставки Моторама 1953, 1956, 1959 годов, с приводом от газовых турбин.
Первые исследования в области применения газовой турбины в танках проводились в Германии Управлением вооруженных сухопутных сил начиная с середины 1944 года. Первым массовым танком, на котором устанавливали газотурбинный двигатель стал С-танк. Газовые двигатели установлены в российском Т-80 и американском М1 Абрамс.Газотурбинные двигатели, устанавливаемые в танках, имеют при схожих с дизельными размерами гораздо большую мощность, меньший вес и меньшую шумность. Однако из-за низкого КПД подобных двигателей требуется гораздо большее количество топлива для сравнимого с дизельным двигателем запаса хода.
biograf.academic.ru
Изобретение относится к двигателестроению, в том числе к авиационным двигателям, и может найти применение в гиперзвуковых самолетах или для ракетно-космических систем, способных совершать пилотируемый полет в атмосфере, например, возвращаемой ступени ракеты-носителя. Газотурбинный авиационный двигатель содержит корпус, компрессор, турбину, реактивное сопло и основную камеру сгорания, соединенную воздушным трактом с компрессором. Вне корпуса установлен газогенератор, к входу которого присоединены трубопроводы окислителя и горючего, а к выходу - газовод, соединенный с воздушным трактом. Изобретение направлено на обеспечение высотного запуска двигателя и увеличение его форсажной тяги, особенно на больших высотах полета. 2 н. и 10 з. п. ф-лы, 17 ил.
Группа изобретений относится к двигателестроению, в том числе к авиационным двигателям и может найти применение в гиперзвуковых самолетах или для ракетно-космический систем, способных совершать пилотируемый полет в атмосфере, например возвращаемой ступени ракеты-носителя.
Общеизвестно, что практически любой газотурбинный авиационный двигатель содержит корпус, компрессор, турбину, реактивное сопло и основную камеру сгорания, соединенную воздушным трактом с компрессором. Форсирование двигателя осуществляется увеличением расхода топлива в основную камеру сгорания и ограничено повышением температуры газа перед турбиной.
Для значительного форсирования тяги возможно применение форсажной камеры, например, по патенту РФ на изобретение №2480604, МПК F02K 3/02, опубл. 27.04.2013 г. Такие двигатели обладают плохой экономичностью на форсажных режимах.
Известен способ форсирования авиационного газотурбинного двигателя по патенту РФ на изобретение №2385932, МПК F02C 7/143, опубл. 20.04.2010 г., который заключается в подаче углеводородного топлива на вход в компрессор. Подача топлива на вход в компрессор сопровождается снижением расхода топлива в основную камеру сгорания на величину, равную расходу топлива, подаваемого на вход в компрессор.
Недостаток: низкая степень форсирования.
Известен газотурбинный двигатель и способ его форсирования по патенту РФ на изобретение №2193099, МПК F02K 3/10, опубл. 20.11.2002 г. (прототип).
Газотурбинный двигатель содержит корпус, компрессор, турбину и основную камеру сгорания, соединенную воздушным трактом с компрессором
Способ форсирования включает увеличение расхода рабочего тела через основную камеру сгорания.
Недостатки: низкая степень форсирования, невозможность форсирования двигателя на больших высотах и даже полная неработоспособность двигателя в условиях, приближенных к космическим, т.е. при практически полном отсутствии атмосферного воздуха.
Задачами создания группы изобретений является обеспечение высотного запуска двигателя, значительное увеличение его форсажной тяги, особенно на больших высотах полета.
Достигнутый технический результат - значительное (многократное) увеличение расхода рабочего тела через основную камеру сгорания.
Решение указанных задач достигнуто в газотурбинном авиационном двигателе, содержащем корпус, компрессор, турбину, основную камеру сгорания, соединенную воздушным трактом с компрессором и реактивное сопло тем, что согласно изобретению вне корпуса установлен газогенератор, к входу которого присоединены трубопроводы окислителя и горючего, а к выходу - газовод, соединенный с воздушным трактом. На наружной поверхности корпуса перед основной камерой сгорания может быть установлен кольцевой коллектор, с которым соединен газовод, а полость кольцевого коллектора сообщается с воздушным трактом отверстиями или патрубками. Внутри воздушного тракта может быть установлен перфорированный коллектор, который соединен с газоводом. Камера сгорания может содержать, по меньшей мере, одно лазерное запальное устройство. Газогенератор может содержать, по меньшей мере, одно лазерное запальное устройство. Газогенератор может быть соединен трубопроводами окислителя и горючего с турбонасосным агрегатом, имеющим насосы горючего, окислителя и турбину.
Газотурбинный авиационный двигатель может быть выполнен двухконтурным. Газотурбинный авиационный двигатель может быть выполнен с форсажной камерой. Газотурбинный авиационный двигатель может содержать блоки сопел крена, соединенные трубопроводами с газоводом. Блоки сопел крена могут содержать по два сопла крена, установленных оппозитно. Реактивное сопло может быть выполнено с возможностью управления вектором тяги.
Решение указанных задач достигнуто в способе форсирования газотурбинного авиационного двигателя, включающем увеличение расхода рабочего тела через основную камеру сгорания, тем, что в воздушный тракт вводят газогенераторный газ с избытком окислителя из газогенератора, к входу которого присоединены трубопроводы окислителя и горючего, и одновременно увеличивают расход топлива.
Сущность изобретения поясняется на фиг. 1…17, где:
на фиг. 1 приведена схема газотурбинного двигателя,
на фиг. 2 приведена схема подвода газогенераторного газа, первый вариант,
- на фиг. 3 приведена схема подвода газогенераторного газа, второй вариант,
- на фиг. 4 приведена схема подвода газогенераторного газа, третий вариант,
- на фиг. 5 приведен разрез А-А на фиг. 4,
- на фиг. 6 приведен вариант размещения свечи лазерного воспламенения на форсуночной плите,
- на фиг. 7 приведена принципиальная схема газогенератора,
- на фиг. 8 приведен вид В на фиг. 7,
- на фиг. 9 приведена схема газогенератора двигателя НК-33,
- на фиг. 10 приведена схема газогенератора двигателя НК-180,
- на фиг. 11 приведена конструкция свечи лазерного воспламенения,
- на фиг. 12 приведена схема двухконтурного двигателя,
- на фиг. 13 приведена схема двигателя с форсажной камерой,
- на фиг. 14 приведено реактивное сопло с регулируемым вектором тяги,
- на фиг. 15 приведен газотурбинный двигатель с блоками сопел крена,
-на фиг. 16 приведен вид С на фиг 15,
- на фиг. 17 приведена конструкция блока сопел крена.
Газотурбинный двигатель (фиг. 1…17) содержит корпус 1, входное устройство 2, компрессор 3, воздушный тракт 4, основную камеру сгорания 5, турбину 6 и реактивное сопло 7. Компрессор 3 содержит направляющие аппараты 8 и рабочие колеса 9, турбина 6 содержит сопловые аппараты 10 и рабочие колеса 11. Компрессор 3 и турбина 6, точнее их рабочие колеса 9 и 11, соединены валом 12. Валов 12 может быть два или три в зависимости от конструкции газотурбинного двигателя. Вал 12 установлен на опорах 13.
Основная камера сгорания 5 содержит жаровую трубу 14, форсуночную плиту 15 с топливными форсунками 16 и топливным коллектором 17. Под жаровой трубой 14 установлен внутренний кожух 18, между которым и жаровой трубой 14 выполнен внутренний канал 19. Между жаровой трубой 14 и корпусом 1 выполнен внешний канал 20. Внутренний и внешний каналы 19 и 20 предназначены для ввода воздуха из воздушного тракта 4 внутрь жаровой трубы 14 через отверстия 21, выполненные в ней, а также для охлаждения самой жаровой трубы 14.
Двигатель имеет систему топливоподачи, содержащую емкость 22, к которой присоединен топливопровод низкого давления 23, топливный насос 24, имеющий привод 25, топливопровод высокого давления 26, вход которого соединен с топливным насосом 24, а выход соединен с топливным коллектором 17, который соединен с топливными форсунками 16 камеры сгорания 5.
Кроме того, двигатель оборудован системами горючего и окислителя с баками горючего 27 и окислителя 28 и турбонасосным агрегатом 29. Кроме того, двигатель оборудован газогенератором 30, предназначенным для подачи в камеру сгорания 5 рабочего тела, содержащего значительное количество кислорода. Это необходимо для запуска и форсирования двигателя на больших высотах, где расход воздуха через основную камеру сгорания 5 недостаточен для обеспечения ее работоспособности.
Турбонасосный агрегат 29 содержит установленные на валу 31 насос горючего 32, насос окислителя 33 и турбину 34. Выход из бака горючего 27 соединен трубопроводом горючего 35, содержащим клапан горючего 36, с насосом горючего 32, а выход из бака окислителя 30 трубопроводом окислителя 37, содержащим клапан окислителя 38, соединен с 4 входом в насос окислителя 30. Выход из насоса горючего 32 трубопроводом высокого давления горючего 39, содержащим отсечной клапан 40 и регулятор расхода 41, соединен с входом в газогенератор 30. Выход из насоса окислителя 33 трубопроводом окислителя высокого давлении 42, содержащим отсечной клапан 43, соединен с входом в газогенератор 30. Выход газогенератора 30 соединен с входом в турбину 34, а выход из турбины 34 газоводом 44 соединен с воздушным трактом 4 перед основной камерой сгорания 5.
Основная камера сгорания 5 и газогенератор 30 оборудованы свечами лазерного воспламенения 45 и 46 соответственно, соединенными оптическим волокном 47 с блоком накачки 48.
При этом возможны несколько вариантов исполнения соединения газовода 44 с воздушным трактом 4 (фиг. 2…8).
На фиг. 2 приведен первый вариант соединения газовода 44 с воздушным трактом 4. На корпусе 1 двигателя в районе воздушного тракта 4 выполнен кольцевой коллектор 49, полость 50 которого отверстиями 51 соединена с воздушным трактом 4. На фиг. 3 приведен второй вариант. Отверстия 51 выходят внутрь радиальных патрубков 52, которые перфорированы по всей высоте отверстиями 53 для более равномерного ввода генераторного газа в воздух, проходящий в воздушном тракте 4. На фиг. 4 приведен третий вариант. По этому варианту в воздушном тракте 4 установлен внутренний кольцевой коллектор 54 имеющий отверстия 55. К внутреннему кольцевому коллектору 54 присоединен газовод 44.
Свеча лазерного воспламенения 45 может быть установлена на корпусе 1 двигателя, т.е ее корпус 56 находится вне его газовоздушного тракта, а вакуумная трубка 57 и фокусирующая линза 58 - внутри жаровой трубы 14. (фиг. 4) При этом вакуумная трубка 57 защищена обтекателем 59 (фиг. 5).
Возможен вариант установки свечи лазерного воспламенения 45 на плите 15 (фиг. 6), например вместо одной форсунки 16.
Газогенератор
Для предложенного двигателя газогенератор может быть специально спроектирован или использован доведенный газогенератор ракетных двигателей ДРД НК-33 или РД-170. Принципиальная схема газогенератора 30 показана на фиг. 7. Газогенератор 30 предназначен для сжигания компонентов топлива (горючего и окислителя), при этом один из них является избыточным компонентом, а второй - дополнительным компонентом. Наиболее предпочтительно в качестве горючего использовать керосин, а в качестве окислителя - кислород. Газогенератор 30 должен работать с избытком окислителя.
Газогенератор 30 содержит (фиг. 7) головку 60, камеру 61, распределитель окислителя (избыточного компонента) 62, установленный вдоль оси камеры 61.
Камера 61 содержит две зоны: зону горения 63 и зону смешения 64. Первая из них предназначена для сгорания двух компонентов при оптимальном соотношении, а вторя - для подмешивания окислителя.
Головка 60 (фиг. 7 и 8) содержит переднее днище 65 с патрубком подвода горючего 66, среднее днище 67, огневое днище 68, форсунки окислителя 69, форсунки горючего 70. Между передним 65 и средним 67 днищами образована полость 71 для подвода горючего к форсункам горючего 70, а между огневым днищем 68 и средним днищем 67 образована полость 72 для подвода окислителя к форсункам окислителя 69. В среднем днище 67 выполнены пазы 73 для подвода избыточного компонента в полость 72.
Камера 61 газогенератора 30 содержит наружный корпус 74 и внутреннюю оболочку 75, между которыми имеется зазор 76 для прохода окислителя.
На распределителе окислителя 62 выполнены отверстия 77 для подачи избыточного компонента в зону смешения 64. Вдоль оси камеры 61 выполнен патрубок окислителя 78. На головке 60 установлена, по меньшей мере, одна свеча лазерного воспламенения 45 (фиг. 11).
Подробное описание газогенератора НК-33
Как упоминалось ранее, для предложенного двигателя может быть применен газогенератор двигателя НК-33. Более подробное описание газогенератора двигателя НК-33 приведено в патенте РФ на изобретение №2179256, МПК A02K 9/24, опубл. 10.02.2002 г.
Распределитель окислителя 62, расположенный по оси газогенератора 30 (фиг. 8…10), содержит цилиндр 79 с полостью окислителя 80, смесительные элементы 81 и 82 в виде полых цилиндров 83, закрытых шатровыми головками 84 и перфорированных отверстиями 85. Перед каждым смесительным элементом 81 и 82 выполнены отверстия 77. Смесительные элементы 82 и 82 расположены в шахматном порядке, а их высота уменьшается по потоку газа.
Между огневым днищем 68 и смесительными элементами 81 и 82 могут быть расположены радиальные перфорированные пластины 86 с каналами 87 подачи окислителя из полости 80 в полость камеры 61 газогенератора 30.
Распределитель окислителя 62 закрыт днищем 88 в виде усеченного конуса, обращенного вершиной в сторону огневого днища 68, а в месте перехода цилиндра в днище и в вершине конуса выполнены отверстия 89 и 90.
На головке 60 под углом к оси газогенератора 30 установлена, по меньшей мере, одна свеча лазерного воспламенения 45, которая оптическим волокном 47 соединена с блоком накачки 48 (фиг. 9).
Подробное описание газогенератора двигателя РД-180
В качестве газогенератора 30 для предложенного газотурбинного двигателя может быть применен и газогенератор двигателя РД-180 (фиг. 10).
Газогенератор 30 содержит силовую оболочку 91, выполненную сферообразной, жестко связанный с ней выходной патрубок 92, выполненный конусообразным, и крышку 93, имеющую втулку 94 на ее внутренней поверхности и жестко связанную с силовой оболочкой 91 со стороны, противоположной выходному патрубку 92. Огневое днище 95 со сквозными камерами 96 неподвижно установлено во втулке 94 с образованием полости 97 между днищем 95 и крышкой 93. Проставка 98 установлена в силовой оболочке 91 с образованием между ними кольцевой полости 99 и закреплена одним концом с выходным патрубком 92, а другим - с наружной поверхностью втулки 94.
Оболочка 100 огневой камеры 101 расположена внутри проставки 98 и выходного патрубка 92. В полости 97 между крышкой 93 и огневым днищем 95 размещены смесительные модули 102, каждый из которых имеет корпус 103 с соосно расположенными в нем топливным каналом 104, кольцевым каналом окислителя 105 и смесительной камерой 106. Корпус 103 закреплен со стороны топливного канала 104 в крышке 93, а со стороны смесительной камеры 106 и/или в камере 96 огневого днища 95. Патрубок подвода топлива 107 закреплен в крышке 93 с образованием топливной полости 108, а патрубок подвода окислителя 109 закреплен в средней части силовой оболочки 1 и сообщен с ее кольцевой полостью 99 (фиг. 1). Полость 108 сообщается со смесительными модулями 102 каналами 110.
Кольцевая полость 99 силовой оболочки 91 сообщена с полостью 97 между крышкой 93 и огневым днищем 95 окнами 111, выполненными во втулке 94, и сообщает патрубок подвода окислителя 109 с кольцевыми каналами окислителей 105 смесительных модулей 102. Между оболочкой 100 и выходным патрубком 92 выполнен канал охлаждения 112, который имеет выход 113 внутрь огневой камеры 101.
Подробное описание свечи лазерного воспламенения
Свеча лазерного воспламенения 45 (фиг. 11), разработанная заявителем содержит корпус 56 и днище 114. На днище 114 выполнен резьбовой участок 115 и отверстие 116 для прохода вакуумной трубки 57, которая уплотнена уплотнениями 117. Сверху корпус 56 закрыт заглушкой 118, имеющей осевое отверстие 119 для вывода оптического волокна 47, которое уплотнено уплотнением 120, поджато гайкой 121 с центральным отверстием 122. Заглушка 118 уплотнена относительно корпуса 56 уплотнением 123. Для усиления оптического сигнала в свече лазерного воспламенения 45 применен микрочип-лазер 124.
Микрочип-лазер 124 и вакуумная трубка 57 установлены внутри средства демпфирования 125 (фиг.12), которое выполнено из металлорезины.
В качестве средства демпфирования 125, с учетом ранее сказанного, целесообразно применить цилиндрическую деталь, выполненную из металлорезины. Металлорезина - это материал, полученный из неплотно спрессованной стальной проволоки небольшого диаметра. Обычно материал проволоки - нержавеющая сталь. Металлорезина, кроме хороших демпфирующих свойств и стойкости при высоких температурах, обладает высокой теплопроводностью и хорошими теплоаккумулирующими свойствами.
Кроме того, возможна установка внутри корпуса 56 аккумулятора тепла 126. Применение аккумулятора тепла 126 (фиг. 5) позволит в течение 100 - 200 с отводить тепло от микрочип-лазера 124 и от вакуумной трубки 57, так как теплоаккумулирующее вещество в момент запуска ЖРД имеет температуру окружающей среды и сохраняет ее достаточно долго. Тепловой поток, передаваемый из камеры газогенератора при ее работе, нагреет аккумулятор тепла на несколько десятков градусов, т.е. будет выполнять роль охлаждающего устройства.
Наиболее распространенные типы лазерных кристаллов для лазеров на микрочипах являются: Nd:YAG и Nd:YVO4 с длиной волны в диапазоне от 1-1,3 мкм, в исключительных случаях 0,95 мкм. Спектральный диапазон излучения достаточно широкий из-за короткой длины резонаторной области. Конструктивно лазер может быть выполнен с использованием еще одного элемента, который располагается между активной средой и торцами зеркал. Например, это может быть нелинейный кристалл, который используется как электрооптический модулятор для добротности или внутрирезонаторного удвоения частоты; также может быть использована нелегированная прозрачная пластина для увеличения мощности или эффективной площади. Лазеры на микрочипах с пассивной модуляцией добротности позволяют создавать частоту импульса свыше 100 кГц, а иногда даже нескольких мегагерц. При очень маленькой продолжительности импульса пиковая мощность такого лазера может составлять несколько киловатт. Для воспламенения компонентов топлива в газогенераторе может понадобиться мощность, в несколько раз превышающая мощность запальных устройств камеры сгорания. Это обусловлено двумя причинами: применением криогенных компонентов топлива и неоптимальным соотношением компонентов топлива.
Возможно для заявленного газотурбинного двигателя применение двухконтурной схемы (фиг. 12). В этом случае газотурбинный авиационный двигатель содержит второй контур 127 и вентилятор 128. Также возможен вариант двигателя с форсажной камерой 129, содержащей топливную систему 130 и топливный коллектор 131 (фиг. 13).
На двигателе может быть применено реактивное сопло 7 с управляемым вектором тяги (фиг. 14). Это позволит обеспечить управляемость летательных аппаратов на больших высотах и даже в космосе. Такие сопла известны, например, из патентов РФ на полезные модели №21220, МПК F02K 1/05, опубл. 27.12.2001 г. и №105683, МПК F02K 1/12, опубл. 27.12.2010 г, но их применение в космических условиях не известно.
Реактивное сопло 7 содержит створки 132, соединенные с ними гидроцилиндры 133 и канал охлаждения 134, предназначенный для охлаждения гидроцилиндров 133, управляющих вектором тяги реактивного сопла 7.
Возможна установка на реактивном сопле 7 или на фюзеляже двигателя (мотогондала на фиг. 1…17 не показана) блоков сопел крена 135 (фиг. 15 и 16), присоединенных к газоводу 44 трубопроводами 136. Применение блоков сопел крена 135 необходимо, потому что в высотных условиях аэродинамическое управление летательного аппарата невозможно. Блок сопел крена 135 содержит трехходовой кран 137 с приводом 138. К трехходовому крану 137 прикреплены два оппозитно установленных сопла крена 139. (фиг. 17) для переключения сопел крена 139. Применение сопел крена общеизвестно, но их питание от газогенератора является новым техническим решением. Энергия газогенераторного газа вполне достаточна для эффективной работы сопел крена 139.
РАБОТА ГАЗОТУРБИННОГО АВИАЦИОННОГО ДВИГАТЕЛЯ
При работе ГТД осуществляют его запуск путем подачи электроэнергии на стартер от источника энергии (на фиг. 1…17 не показано). Потом включают привод 23 топливного насоса 22 и топливный насос 22 подает топливо в топливный коллектор 15 основной камеры сгорания 5 и далее через топливные форсунки 14 внутрь жаровой трубы 12, где оно воспламеняется при помощи лазерного воспламенителя. Рабочие колеса 11 турбины 6 раскручиваются и раскручивает через вал 12 рабочие колеса 9 компрессора 3. Реактивное сопло 7 создает тягу. Одновременно с запуском основной камеры сгорания 5 запускают газогенератор 30, который вырабатывает газ с избытком кислорода. По газоводу 44 генераторный газ подается в воздушный тракт 4 и далее в основную камеру сгорания 5 для компенсации недостатка воздуха.
Форсирование двигателя осуществляется следующим образом. Одновременно пропорционально увеличивают расход топлива и газогенераторного газа, подаваемого в основную камеру сгорания 5. При увеличении расхода газогенераторного газа через основную камеру сгорания 5 реактивная тяга может возрасти в десятки раз, что в принципе недостижимо в форсажных газотурбинных двигателях.
Изменение режима работы двигателя в высотных условиях осуществляется регулятором расхода 41, а при полете летательного аппарата, оборудованного таким двигателем в плотных слоях атмосферы при помощи привода 25 насоса 26. Подача горючего и окислителя в газогенератор 30 по мере снижения высоты полета может быть значительно уменьшена.
При переходе летательного аппарата, оборудованного указанным двигателем, в более плотные слои атмосферы отключают газогенератор 30, для этого перекрывают отсечные клапаны 40 и 43 и прекращают подачу окислителя и горючего и двигатель переходит на использование в качестве окислителя атмосферного воздуха, что более экономично.
Для окончательного выключения двигателя после посадки летательного аппарата прекращаю подачу топлива насосом 26. В качестве топлива может использоваться то же горючее, которое используется в газогенераторе 30 (на фиг. 1…17 такой вариант не показан).
Применение изобретения позволило:
1. Обеспечить работоспособность газотурбинного авиационного двигателя на очень больших высотах (более 30000 м и в космосе)
2. Обеспечить управляемость многоцелевыми летательными аппаратами, способными маневрировать как в космосе, так и в плотных слоях атмосферы.
2. Значительно повысить форсажную тягу газотурбинного двигателя за счет применения газогенератора.
3. Улучшить надежность запуска газотурбинного двигателя, особенно в высотных условиях за счет использования при запуске горячего газогенераторного газа и применения лазерных воспламенителей.
4. Обеспечить работоспособность газотурбинного двигателя в космических условиях.
5. Обеспечить управление по углу крена, летательных аппаратов, оборудованных таким двигателем (двигателями) в условиях очень разреженной атмосферы и в космосе за счет применения блоков сопел крена.
1. Газотурбинный авиационный двигатель, содержащий корпус, компрессор, турбину, реактивное сопло и основную камеру сгорания, соединенную воздушным трактом с компрессором, отличающийся тем, что вне корпуса установлен газогенератор, к входу которого присоединены трубопроводы окислителя и горючего, а к выходу - газовод, соединенный с воздушным трактом.
2. Газотурбинный авиационный двигатель по п. 1, отличающийся тем, что на наружной поверхности корпуса перед основной камерой сгорания установлен кольцевой коллектор, с которым соединен газовод, а полость кольцевого коллектора сообщается с воздушным трактом отверстиями или патрубками.
3. Газотурбинный авиационный двигатель по п. 1, отличающийся тем, что внутри воздушного тракта установлен перфорированный коллектор, который соединен с газоводом.
4. Газотурбинный авиационный двигатель по п. 1, отличающийся тем, что камера сгорания содержит, по меньшей мере, одно лазерное запальное устройство.
5. Газотурбинный авиационный двигатель по п. 1, отличающийся тем, что газогенератор содержит, по меньшей мере, одно лазерное запальное устройство.
6. Газотурбинный авиационный двигатель по п. 1, отличающийся тем, что газогенератор соединен трубопроводами окислителя и горючего с турбонасосным агрегатом, имеющим насосы горючего, окислителя и турбину.
7. Газотурбинный авиационный двигатель по п. 1, отличающийся тем, что он выполнен двухконтурным.
8. Газотурбинный авиационный двигатель по п. 1, отличающийся тем, что он выполнен с форсажной камерой.
9. Газотурбинный авиационный двигатель по п. 1, отличающийся тем, что он содержит блоки сопла крена, соединенные трубопроводами с газоводом.
10. Газотурбинный авиационный двигатель по п. 9, отличающийся тем, что блоки сопел крена содержат по два оппозитно установленных сопла крена.
11. Газотурбинный авиационный двигатель по п. 1, отличающийся тем, что реактивное сопло выполнено с возможностью управления вектором тяги.
12. Способ форсирования газотурбинного авиационного двигателя, включающий увеличение расхода рабочего тела через основную камеру сгорания, отличающийся тем, что в воздушный тракт вводят газогенераторный газ с избытком окислителя из газогенератора, к входу которого присоединены трубопроводы окислителя и горючего, и одновременно увеличивают расход топлива.
www.findpatent.ru
Винтовентиляторный авиационный газотурбинный двигатель содержит турбокомпрессор с корпусом, компрессором, камерой сгорания, выход из которой соединен газовым трактом с турбиной, и винтовентилятор. Винтовентилятор соединен с компрессором через магнитную муфту, которая содержит ведомую полумуфту, установленную в компрессоре, например, на его рабочих лопатках и ведомую полумуфту, установленную на корпусе турбокомпрессора. Компрессор выполнен двухкаскадным с возможностью вращения каскадов в противоположные стороны. Винтовентилятор выполнен двухступенчатым и содержит переднюю и заднюю ступени, выполненные с возможностью вращения в противоположные стороны. Ступени винтовентилятора размещены внутри обтекателя. Изобретение направлено на повышение КПД и надежности авиационного двигателя. 2 з.п. ф-лы, 3 ил.
Изобретение относится к двигателестроению, в том числе к авиационным и стационарным двигателям.
Известна силовая установка по патенту РФ №2189477, которая содержит газотурбинный двигатель - ГТД, газовый тракт, соединяющий этот газотурбинный двигатель со свободной турбиной, и нагрузку в виде электрогенератора, вал которого подсоединен к валу свободной турбины через муфту.
Недостатком этой силовой установки является то, что она имеет низкий КПД, около 20%, что почти в 2 раза меньше, чем у современных дизельных установок.
Недостатками этого двигателя является низкий КПД силовой установки
Известен газотурбинный двигатель по патенту РФ №2252316, который содержит турбокомпрессор, состоящий из компрессора, камеры сгорания и турбины, и не менее двух электрических машин (электрогенератор и электродвигатель, встроенных в турбокомпрессор. Система постоянных магнитов установлена на внутренней поверхности ротора турбокомпрессора, а статор электрической машины установлен на корпусе подшипниковой опоры, т.е. на малом диаметре.
Недостаток - низкая мощность электрических машин из-за их расположения на небольшом диаметре.
Известен газотурбинный двигатель по патенту Великобритании №1341241, включающий турбокомпрессор, состоящий из компрессора, камеры сгорания и турбины, и не менее двух электрических машин (электрогенератор и электродвигатель, встроенных в турбокомпрессор. Система постоянных магнитов установлена на внутренней поверхности ротора турбокомпрессора, а статор электрической машины установлен на корпусе подшипниковой опоры, т.е. на малом диаметре.
Недостатки этого двигателя: очень маленькая мощность электрических машин, связанная с тем, что они размещены на малом диаметре и имеют по одной ступени. Кроме того, возникают проблемы с охлаждение обмоток статора, размещенных внутри двигателя в зоне высоких температур, которая достигает для современных ГТД 1500°С. Большой электрический ток дополнительно нагревает обмотки электрогенератора и электродвигателя и делает проблему их охлаждения практически неразрешимой при расположении обмоток в зоне высоких температур. Такая конструкция применима для использования электрической машины в качестве стартера или в качестве вспомогательного электрогенератора для питания агрегатов газотурбинного двигателя и самолета. Кроме того, газотурбинный двигатель имеет низкий КПД (экономичность) и для его запуска требуется большая мощность стартера из-за инерционности его роторов.
Задачи создания изобретения: повышение мощности магнитной муфты, экономичности и надежности турбовинтового газотурбинного двигателя.
Решение указанных задач достигнуто за счет того, что винтовентиляторный авиационный газотурбинный двигатель, содержащий турбокомпрессор с корпусом, компрессором, камерой сгорания, выход из которой соединен газовым трактом с турбиной, отличается тем, что он содержит винтовентилятор, соединенный с компрессором через магнитную муфту, при этом магнитная муфта содержит ведущую полумуфту, установленную в компрессоре, например, на его рабочих лопатках, и ведомую полумуфту, установленную на корпусе турбокомпрессора. Компрессор может быть выполнен двухкаскадным с возможностью вращения каскадов в противоположные стороны, а винтовентилятор выполнен двухступенчатым и содержит переднюю и заднюю ступени, выполненные с возможностью вращения в противоположные стороны. Ступени винтовентилятора могут быть размещены внутри обтекателя.
Предложенное техническое решение обладает новизной, изобретательским уровнем и промышленной применимостью, что подтверждается проведенными патентными исследованиями.
Сущность изобретения поясняется на фиг.1…3, где:
на фиг.1 приведена схема винтовентиляторного газотурбинного авиационного двигателя,
на фиг.2 приведена схема двигателя с одной ступенью винтовентилятора,
на фиг.3 приведена схема двигателя с двумя ступенями винтовентилятора.
Предложенное техническое решение (фиг.1) содержит турбокомпрессор 1, содержащий компрессор 2, камеру сгорания 3 и турбину 4 и выхлопное устройство 5. Ротор компрессора 6 соединен с валом 7 (фиг.1 и 2).
Турбовинтовой авиационный газотурбинный двигатель (фиг.1) содержит систему топливоподачи с топливопроводом низкого давления 8, подключенным к входу в топливный насос 9, имеющий привод 10, топливопровод высокого давления 11, вход которого соединен с топливным насосом 9, а выход соединен с кольцевым коллектором 12, кольцевой коллектор 12 соединен с форсунками 13 камеры сгорания 3.
Компрессор 2 содержит статор компрессора 14, опоры 15 и корпус 16 компрессора 2 и ротор 6 компрессора 2. Кроме того, компрессор 2 содержит направляющие лопатки 17 и рабочие лопатки 18, образующие совместно с дисками и валом 7 ротор 6.
Турбина 4 содержит статор 19 и ротор 20, который кинематически связан с валом 7 и ротором 6. Кроме того, турбина 4 содержит сопловые аппараты 21 и рабочие лопатки (количество ступеней свободной турбины может быть от одной до нескольких).
Далее находятся опора 23 и выхлопное устройство 5.
В передней части турбокомпрессора 1 установлен винтовентилятор 24 (фиг.1 и 2). Винтовентилятор - устройство для нагнетания (сжатия) воздуха, занимает промежуточное положение между воздушным винтом и вентилятором. Применительно к авиационным двигателям винтом считается устройство, имеющее от 2-х до 4-х лопастей. Вентилятор имеет значительное число лопаток от 14 до 50 и более, т.е. он практически не отличается от осевого компрессора. Винтовентилятор имеет от 5 до 13 лопаток. Применение воздушного винта позволяет создать авиационный двигатель, имеющий высокую экономичность, но из-за большого диаметра имеет ограничения по скорости полета и создает большой уровень шума. Двухконтурный двигатель с вентилятором позволяет спроектировать ГТД для полетов на сверхзвуковых скоростях, но значительно уступает по экономичности двигателям, имеющим воздушные винты, например турбовинтовым газотурбинным двигателям. Применение винтовентиляторов является новейшим направлением в авиадвигателестроении и позволит объединить положительные свойства двух типов авиационных двигателей, описанных выше, и устранить все недостатки.
Винтовентилятор 24 соединен с ротором 6 посредством магнитной муфты 25. Магнитная муфта 25 содержит ведущую полумуфту 26 с ведущими магнитами 27, установленную в компрессоре 2, например, на его рабочих лопатках, и ведомую полумуфту 28 с ведомыми магнитами 29, установленными на корпусе 16. На ведомой полумуфте 28 закреплен винтовентилятор 24. Такая конструкция магнитной муфты позволила увеличить ее мощность за счет расположения магнитов на максимально возможном диаметре. Это особенно важно для мощных авиационных двигателей, в которых необходимо передать мощность 10...20 МВт.
Возможно применение схемы двигателя с двумя ступенями винтовентилятора, передней 30 и задней 31 (фиг.3), имеющими возможность вращения в противоположные стороны. В этом варианте двигателя компрессор 2 выполнен двухкаскадным (фиг.3), т.е. содержит ротор компрессора низкого давления 32 и ротор компрессора высокого давления 33 соответственно с внутренним валом 34 и внешним валом 35, не связанными кинематически между собой. Роторы 32 и 33 выполнены так, что при работе всегда вращаются в противоположные стороны. Это достигнуто за счет разных углов установки направляющих и рабочих лопаток в обеих каскадах компрессора. Противоположное вращение уменьшает реактивный момент, действующий на крыло самолета, и гироскопический эффект, создающий радиальные нагрузки на подшипники двигателя.
Винтовентиляторы 30 и 31 могут быть установлены внутри обтекателя 36. Это позволит устранить радиальное перетекание воздуха и увеличить КПД двигатели. Кроме того обтекатель снижает шум двигателя.
При работе винтовентиляторного авиационного газотурбинного двигателя осуществляют его запуск путем подачи электроэнергии на стартер от внешнего источника энергии (на фиг.1…3 не показано). Потом включают привод топливного насоса 10, и топливный насос 9 подает топливо в камеру сгорания 3, точнее в форсунки 13, где оно воспламеняется при помощи электрозапальника (на фиг.1…3 электрозапальник не показан). Ротор 20 турбины 4 раскручивается и раскручивает ротор компрессора 6. Через магнитные муфты 25 приводятся в действие винтовентиляторы 30 и 31, а внешний источник энергии отключается.
При останове винтовентиляторного авиационного газотурбинного двигателя все операции осуществляются в обратной последовательности. Необходимость в применении тяжелого и дорогостоящего редуктора, который применяется, например, на двигателе НК 12 MB отпадает. Ступени винтовентилятора 30 и 31 (если в схеме двигателя применено две ступени винтовентилятора) вращаются в противоположные стороны с примерно одинаковыми частотами вращения.
Применение изобретения позволило:
1. Повысить КПД винтовентиляторного авиационного газотурбинного двигателя за счет более рациональной компоновки двигателя, наличия винтовентилятора, дающего дополнительную тягу, отсутствия жесткой кинематической связи между компрессором и винтовентилятором.
2. Повысить мощность магнитной муфты за счет ее размещения на максимально возможном диаметре.
2. 2. Улучшить надежность винтовентиляторного авиационного газотурбинного двигателя за счет размещения магнитной муфты вне двигателя в зоне низких температур на компрессоре, предпочтительно ближе к его входу и на максимально возможном диаметре.
3. Облегчить запуск за счет раскрутки только ротора компрессора без раскручивания винтовентилятора.
4. Облегчить условия работы винтовентилятора за счет отсутствия его механической связи с валом турбокомпрессора и возможности их взаимного проскальзывания и работы на различающихся частотах вращения.
5. Уменьшить вес и габариты двигателя за счет отсутствия редуктора между компрессором и винтовентилятором.
6. Обеспечить противоположное вращение ступеней винтовентиляторов без применения редуктора в схеме с двумя ступенями винтовентилятора.
1. Винтовентиляторный авиационный газотурбинный двигатель, содержащий турбокомпрессор с корпусом, компрессором, камерой сгорания, выход из которой соединен газовым трактом с турбиной, отличающийся тем, он содержит винтовентилятор, соединенный с компрессором через магнитную муфту, которая содержит ведомую полумуфту, установленную в компрессоре, например, на его рабочих лопатках, и ведомую полумуфту, установленную на корпусе турбокомпрессора.
2. Винтовентиляторный авиационный газотурбинный двигатель по п.1, отличающийся тем, что компрессор выполнен двухкаскадным с возможностью вращения каскадов в противоположные стороны, винтовентилятор выполнен двухступенчатым и содержит переднюю и заднюю ступени, выполненные с возможностью вращения в противоположные стороны.
3. Винтовентиляторный авиационный газотурбинный двигатель по п.1 или 2, отличающийся тем, что ступени винтовентилятора размещены внутри обтекателя.
www.findpatent.ru
Газотурбинный двигатель содержит лопаточное колесо с лопатками, выполненными полыми и охлаждаемыми изнутри при помощи принудительной циркуляции охлаждающего воздуха. Каждую лопатку устанавливают на периферии диска ротора. С диском ротора соединяют диск-лабиринт, с образованием контура подачи охлаждающего воздуха, сообщающегося с полостями циркуляции воздуха, выполненными в упомянутых лопатках, и открывающего у основания ножек лопаток, соединенных с упомянутым диском ротора, диск-лабиринт, направляющий воздух к этим ножкам лопаток. Между наружным краем диска-лабиринта и диском ротора вставлен кольцевой стопорный фланец, содержащий стопорный заплечик, образующий наружный кольцевой захват, в который заходит наружный край упомянутого диска-лабиринта, и опорный заплечик (74), образующий внутренний кольцевой захват, заходящий в осевую окружную выемку упомянутого диска ротора. Стопорный фланец содержит каналы для подвода потока воздуха к ножкам лопаток. Изобретение позволяет избежать деформации диска-лабиринта. 5 з.п. ф-лы, 5 ил.
Настоящее изобретение относится к газотурбинным двигателям, в частности к авиационному турбореактивному двигателю с охлаждением лопаток ротора турбины высокого давления, вращаемого энергией рабочих газов, выходящих из кольцевой камеры сгорания.
Классический турбореактивный двигатель содержит несколько турбин и, в частности, турбину высокого давления, в которой лопаточное колесо выполнено за кольцевым выходом камеры сгорания, куда непрерывно впрыскивается топливо и нагнетается воздух под давлением для поддержания горения. Лопаточное колесо позволяет приводить во вращение воздушный компрессор, обеспечивающий подачу воздуха непосредственно в камеру сгорания.
Лопатки колеса должны охлаждаться. Для этого, как известно, используют полые лопатки. Каждая лопатка содержит полость, внутри которой поддерживают принудительную циркуляцию охлаждающего воздуха. Часть воздуха, подаваемого компрессором, огибает камеру сгорания, попадает в лопатки и выбрасывается из них за лопаточное колесо в поток рабочих газов.
Лопаточное колесо состоит из вращающегося диска, называемого также диском ротора, соединенным с приводным валом компрессора. Лопатки устанавливают в гнезда, выполненные на периферии вращающегося диска. Обычно профиль такого гнезда называют «елочкой», и каждая лопатка содержит утолщение, называемое «ножкой лопатки», форма которой соответствует форме гнезда и которую вставляют в это гнездо. Между дном гнезда и ножкой лопатки оставляют канал. Полость, выполненная в лопатке, сообщается с этим каналом.
Для того чтобы воздух попадал в каналы, как известно, с вращающимся диском соединяют диск, называемый «лабиринтом». Последний устанавливают напротив одной стороны вращающегося диска, и он выполнен с возможностью направления части воздуха, подаваемого компрессором, к каналам под ножками лопаток.
Известен способ жесткого соединения диска-лабиринта с диском ротора вблизи ножек лопаток при помощи кулачковых соединений, что усложняет изготовление обоих дисков. Действительно, механическая обработка кулачков с удалением заусенцев является длительной и дорогостоящей операцией. Кроме того, желательно, насколько возможно, избегать любых геометрических форм малого радиуса или содержащих разрывы, являющихся причиной концентрации напряжений, снижающих срок службы детали. В частности, это требование особенно актуально для кулачков.
В патенте США 6540477 описан монтаж диска-лабиринта с периферической опорой на вращающийся диск, но такое решение, не использующее кулачкового соединения, не позволяет избежать деформации диска-либиринта под одновременным воздействием центробежной силы и тепла, которая может привести к утечке воздуха и потере эффективности системы охлаждения.
Настоящее изобретение предлагает решение всех этих проблем при помощи монтажа без кулачкового соединения и позволяет противостоять деформации диска-лабиринта.
В частности, настоящее изобретение относится к газотурбинному двигателю, содержащему лопаточное колесо с лопатками, выполненными полыми и охлаждаемыми изнутри при помощи принудительной циркуляции охлаждающего воздуха, при этом каждую лопатку устанавливают на периферии диска ротора, при этом в данном типе двигателя с диском ротора соединяют диск-лабиринт, с формированием контура подачи охлаждающего воздуха, сообщающегося с полостями циркуляции воздуха, выполненными в лопатках, и открывающего у основания ножек лопаток, соединенных с диском ротора, диск-лабиринт, направляющий воздух к этим ножкам лопаток, отличающемуся тем, что между наружным краем диска-лабиринта и диском ротора вставляют кольцевой стопорный фланец, содержащий стопорный заплечик, образующий наружный кольцевой захват, в который заходит наружный край упомянутого диска-лабиринта, и опорный заплечик, образующий внутренний кольцевой захват, заходящий в осевую окружную выемку упомянутого диска ротора, причем упомянутый стопорный фланец содержит каналы для подвода потока воздуха к ножкам лопаток.
Стопорный фланец содержит отверстия, находящиеся напротив гнезд, выполненных по периферии диска ротора и предназначенных для установки ножек лопаток.
Предпочтительно диск-лабиринт устанавливают с предварительным осевым напряжением в положении периферической опоры на стопорный фланец.
Настоящее изобретение и его другие преимущества будут более очевидны из нижеследующего, представленного исключительно в качестве примера, описания газотурбинного двигателя, выполненного согласно изобретению, со ссылками на прилагаемые чертежи, в числе которых:
фиг.1 изображает частичный схематический вид турбореактивного двигателя в соответствии с настоящим изобретением, в частности содержащего турбину высокого давления и систему ее охлаждения.
Фиг.2 - вид в увеличенном масштабе фрагмента фиг.1.
Фиг.3 представляет частичное изображение в разобранном виде в перспективе со стороны стрелки III фиг.2.
Фиг.4 представляет схему взаимодействий между частями, соединенными в соответствии с настоящим изобретением.
Фиг.5 - вид варианта выполнения, аналогичный фиг.2.
Все показанные на чертежах детали являются осимметричными с осью Y'-Y, причем для подвижных деталей эта ось является осью вращения. В частности, на фиг.1-3 показана часть турбореактивного двигателя 11 и, в частности, турбина 12 высокого давления, соединенная с кольцевой камерой 16 сгорания. В основном турбина содержит лопаточное колесо 14, приводимое во вращение за счет действия газов, выходящих из камеры 16 сгорания. Кольцевой выход 18 этой камеры оснащен неподвижными лопатками 20, направляющими газы к лопаткам 22 упомянутого лопаточного колеса. В дне камеры 16 сгорания кольцеобразно установлены форсунки 26. Камера установлена внутри кольцевого картера 28, содержащего кольцо воздухозаборных отверстий 30, в которые под давлением поступает воздух от компрессора (не показан на чертежах), вращаемого полым валом 34 с осью Y'-Y, на котором установлено лопаточное колесо 14. Основная часть воздуха под давлением, поступающего в картер 28, попадает в камеру сгорания, где она обеспечивает процесс горения.
Лопаточное колесо 14 содержит диск 36 ротора, закрепленный на валу 34 при помощи болтов 38. По своей наружной периферии этот диск содержит удлиненные гнезда 40 с постоянным поперечным сечением, известный из предшествующего уровня профиль которых называют «елочкой». Эти гнезда равномерно распределены в окружном направлении по периферии диска 36 ротора. В гнезда устанавливают лопатки 22. Для этого каждая лопатка содержит утолщение или ножку 44 лопатки, профиль которой соответствует профилю радиально наружной части гнезда, в котором устанавливают эту ножку лопатки. Тем не менее, между дном каждого гнезда и установленной в нем ножкой 44 лопатки остается канал. Как будет показано ниже, каналы 46 предназначены для прохождения воздуха, охлаждающего лопатки, находящиеся напротив кольцевого выхода 18 камеры 16 сгорания.
Как известно, каждая лопатка содержит полость 48, внутри которой поддерживают принудительную циркуляцию охлаждающего воздуха, поступающего из картера 28. Таким образом, часть нагнетаемого компрессором воздуха огибает камеру 16 сгорания и циркулирует внутри лопаток 22, после чего выбрасывается из них в основном через отверстия, выполненные вдоль задних кромок лопаток. Выбрасываемый воздух смешивается с потоком рабочих газов, проходящим через лопаточное колесо 14, причем этот поток направляется к другой турбине, не показанной на чертежах. Каждая полость 48, предназначенная для циркуляции воздуха, сообщается у основания ножки 44 лопатки с вышеуказанным каналом 46. На выходе лопаточного колеса концы гнезд (и, следовательно, каналы 46) перекрыты кольцевым фланцем 50. Спереди на диске 36 ротора закрепляют диск-лабиринт 52, ограничивающий вместе с ним контур подачи охлаждающего воздуха, сообщающийся с совокупностью каналов 46, находящихся под ножками лопаток.
Диск-лабиринт 52 соединяют с диском 36 ротора и с валом 34 при помощи этого же набора болтов 38. Он содержит ребра 54 жесткости, направленные в сторону диска ротора. Кольцевые зубья 56, 58, взаимодействующие с соответствующими кольцевыми поверхностями 60, 62, выполненными заодно с картером 28, образуют стыки. Для отбора части воздуха, нагнетаемого в картер 28, между рядом выпускных отверстий 6, выполненных в стенке картера, и рядом впускных отверстий 66, выполненных в стенке диска-лабиринта, устанавливают сопло 64 кольцевой конструкции. Таким образом, воздух под давлением непрерывно нагнетается в кольцевое пространство, ограниченное между диском-лабиринтом и диском ротора. Это кольцевое пространство сообщается с каналами 46, как будет показано ниже.
Согласно отличительному признаку настоящего изобретения между наружным краем 71 диска-лабиринта 52 и упомянутым диском ротора 14 устанавливают кольцевой стопорный фланец 70 для стабилизации положения упомянутого наружного края 71 диска-лабиринта, когда последний имеет тенденцию к деформированию под действием центробежной силы и тепла. Для этого стопорный фланец 70 содержит стопорный заплечик 72, образующий наружный кольцевой захват 71, в который заходит наружный край диска-лабиринта, и опорный заплечик 74, образующий внутренний кольцевой захват 75, заходящий в осевую окружную выемку 76 диска 36 ротора. Кроме того, стопорный фланец содержит каналы для прохождения потока воздуха к ножкам лопаток. В частности, стопорный фланец содержит отверстия 78, находящиеся напротив концов гнезд 40, выполненных по периферии диска ротора и предназначенных для установки упомянутых ножек лопаток соответственно. Установку стопорного фланца 70 относительно диска 36 ротора осуществляют таким образом, чтобы отверстия 78 находились в продолжении гнезд. Кроме того, предпочтительно, чтобы каждое отверстие 78, выполненное в стопорном фланце 70, имело контур, аналогичный контуру поперечного сечения канала 46, образованного в находящемся напротив гнезде под соответствующей ножкой лопатки. Этот отличительный признак проиллюстрирован на фиг.3. Благодаря такой конструкции избегают потери напора в этой части контура воздушного потока.
Как видно из схемы на фиг.4, центробежная сила В, действующая через диск-лабиринт на стопорный фланец в опорной точке, находящейся на заплечике 72, вызывает противодействие А в опорной точке, находящейся на заплечике 74. Если g является осевым смещением между А и В, то момент gA порождает усилие f радиально наружной части стопорного диска, направленное в сторону диска 36 ротора, при этом f=Ag/L, где L является радиальным расстоянием между заплечиком 74 и опорной точкой усилия f. Таким образом, усилие f позволяет воспрепятствовать утечке воздуха между диском ротора и стопорным фланцем, увеличивая опорное усилие стопорного фланца на диск ротора.
Кроме того, диск-лабиринт 52 устанавливают с предварительным напряжением в положении периферической опоры на стопорный фланец 70. В случае необходимости, может быть установлена прокладка 80 между диском-лабиринтом и стопорным фланцем в зоне периферической опоры между краем диска-лабиринта и стопорным фланцем. Диск-лабиринт 58 содержит периферическое утолщение для его установки в стопорном заплечике 72 стопорного фланца.
В варианте, показанном на фиг.5, элементы конструкции, аналогичные элементам варианта выполнения, показанного на фиг.1-3, обозначены теми же цифровыми позициями, и их описание опускается. Этот вариант отличается тем, что стопорный фланец 70а продлен радиально во внутреннюю сторону за пределы опорного заплечика 74 напротив диска-лабиринта 52. Он выполнен таким образом, что по существу оказывается прижатым к нервюрам 54 этого диска-лабиринта. Таким образом, более четко определяют контур потока охлаждающего воздуха вдоль диска-лабиринта 52 между нервюрами 54 последнего.
Во время работы часть сжатого воздуха, нагнетаемого в картер 28, выходит через его отверстия 66 и направляется к полым лопаткам 22 лопаточного колеса для их охлаждения вместо того, чтобы обеспечивать горение в камере 16 сгорания. Стопорный фланец 70 или 70а удерживает наружный край диска-лабиринта и препятствует любой утечке воздуха по периферии диска-лабиринта.
1. Газотурбинный двигатель, содержащий лопаточное колесо (14) с лопатками, выполненными полыми и охлаждаемыми изнутри при помощи принудительной циркуляции охлаждающего воздуха, при этом каждую лопатку (22) устанавливают на периферии диска ротора, причем в данном типе двигателя с диском ротора соединяют диск-лабиринт (52) с образованием контура подачи охлаждающего воздуха, сообщающегося с полостями (48) циркуляции воздуха, выполненными в упомянутых лопатках, и открывающего у основания ножек (44) лопаток, соединенных с упомянутым диском ротора, диск-лабиринт, направляющий воздух к этим ножкам лопаток, при этом между наружным краем диска-лабиринта и диском ротора вставляют кольцевой стопорный фланец (70), содержащий стопорный заплечик (72), образующий наружный кольцевой захват, в который заходит наружный край упомянутого диска-лабиринта, и опорный заплечик (74), образующий внутренний кольцевой захват, заходящий в осевую окружную выемку упомянутого диска ротора, причем упомянутый стопорный фланец содержит каналы (78) для подвода потока воздуха к ножкам лопаток.
2. Газотурбинный двигатель по п.1, отличающийся тем, что стопорный фланец (70) содержит отверстия (78), находящиеся напротив гнезд (40), выполненных по периферии диска ротора и предназначенных для установки вышеуказанных ножек лопаток соответственно.
3. Газотурбинный двигатель по п.1 или 2, отличающийся тем, что стопорный фланец (70а) продолжен радиально внутрь за пределы опорного заплечика напротив диска-лабиринта (52).
4. Газотурбинный двигатель по п.1, отличающийся тем, что диск-лабиринт (52) устанавливают с предварительным осевым напряжением в положении периферической опоры на стопорный фланец.
5. Газотурбинный двигатель по п.4, отличающийся тем, что между диском-лабиринтом и стопорным фланцем в зоне вышеуказанной периферической опоры устанавливают прокладку (80).
6. Газотурбинный двигатель по п.2, отличающийся тем, что каждое отверстие (78), выполненное в стопорном фланце, имеет контур, аналогичный контуру поперечного сечения канала (48), образованного в находящемся напротив гнезде под соответствующей ножкой лопатки.
www.findpatent.ru
Cтраница 1
Газотурбинные авиационные двигатели загрязняют окружающую среду при стендовых испытаниях. [1]
Газотурбинные авиационные двигатели ( турбореактивные ТРД и турбовинтовые ТВД) по конструкции и условиям эксплуатации значительно отличаются от поршневых, что вызывает специфические требования к качеству масел, предназначенных для их смазки. У большинства газотурбинных двигателей система смазки - циркуляционная, масло в ней не соприкасается с зоной горения топливо-воздушной смеси, как в поршневых двигателях, и расход его заметно меньше. Маслом смазываются подшипники турбины и компрессора, коробка приводов, вспомогательные механизмы. [2]
Газотурбинные авиационные двигатели загрязняют окружающую среду при стендовых испытаниях. [3]
Рассмотрим пример электромеханического регулятора скорости вращения поршневых и газотурбинных авиационных двигателей. Такие регуляторы могут применяться на стационарных поршневых и газотурбинных двигателях, регулируемых путем изменения нагрузки. [4]
Сплавы ЖС и ВЖЛ широко используют в современных газотурбинных авиационных двигателях ( см. табл. 5): из них изготавливают лопатки и диски турбин, направляющие лопатки и камеры сгорания газотурбинных двигателей. [5]
Для транспортирования природного газа по магистральным газопроводам наиболее широко применяют блочные комплектные автоматизированные газоперекачивающие агрегаты с приводом от газотурбинных авиационных двигателей. [6]
Приведены спецификации и сведения о качестве зарубежных масел и присадок, применяемых при эксплуатации и хранении поршневых двигателей внутреннего сгорания, газотурбинных авиационных двигателей и агрегатов трансмиссии автомобилей. [7]
Эти сплавы применяют для изготовления сопловых и рабочих лопаток газотурбинных авиационных двигателей. [9]
В 1936 - 1937 гг. автором был разработан технический проект газотурбинного авиационного двигателя с осевым компрессором. Двигатель винтовой, 50 % тяги создается реакцией струи выхлопных газов. [10]
Чугун ПЧИ используют для изготовления маслот и индивидуальных отливок поршневых и маслосборочных колец автомобильных и авиационных двигателей. Из чугунов марок ХНВ, ХНМ, ХНМВ отливают в песчаные формы маслоты и из них изготовляют поршневые и уплотнительные кольца для газотурбинных авиационных двигателей. Уплотнительные кольца ГТД служат для предотвращения перепада давления между компрессором и турбиной, где температура составляет 400 - 500 С. [11]
За счет применения более качественных материалов было достигнуто и улучшение рабочих характеристик последних моделей мощных реактивных двигателей GE F404 и PW1120 для американских военных самолетов. Как и в аналогичных двигателях предыдущего поколения, более 50 % их веса приходится на суперсплавы. Ресурс современных газотурбинных авиационных двигателей, от небольших до самых мощных, доведен до наработки 3000 - 10000 ч до капитального ремонта. [12]
Механические загрязнения в моторных маслах, применяемых для смазки поршневых двигателей, вызывают повышенный износ сопряженных деталей двигателя, в первую очередь коренных и шатунных шеек коленчатого вала. Абразивному износу при воздействии содержащихся в масле загрязнений подвергаются также гильзы цилиндров, поршни, подшипники коленчатого вала. В газотурбинных авиационных двигателях роторы турбины и компрессора опираются на подшипники качения, обладающие по сравнению с подшипниками скольжения меньшим коэффициентом трения, поэтому абразивный износ этих деталей твердыми частицами загрязнений, содержащихся в смазывающем масле, при прочих равных условиях несколько меньше, чем в поршневых двигателях. Однако высокие динамические нагрузки в узлах вращения газотурбинных двигателей вызывают значительный износ деталей подшипников при попадании в масло загрязнений, что может привести к заклиниванию и разрушению. [13]
Применяют их для изготовления сопловых и рабочих лопаток газотурбинных авиационных двигателей. Вредное влияние на их св-ва оказывают примеси свинца, серы, висмута, мышьяка, селена, углерода и фосфора. [14]
Масла для авиационных двигателей не включены в классификацию моторных масел, так как условия их эксплуатации ( высокие нагрузки и температуры) исключают применение металлсодержащих присадок. В связи с этим здесь особое значение имеет подбор базовых масел, которые должны обладать высокой смазочной способностью, стабильностью к окислению, малой агрессивностью к металлам. В первую очередь, это относится к маслам для газотурбинных авиационных двигателей. Основной особенностью смазки в этих двигателях ( турбореактивных и турбовинтовых) является замкнутая непрерывная и многократная циркуляция ограниченного количества масла в широком диапазоне рабочих температур. Масло должно обеспечивать надежную смазку всех узлов трения и агрегатов двигателя при температурах от - 50 С до 150 С и даже выше, обладать хорошей прокачиваемостью при низкой температуре и достаточной вязкостью при высоких температурах, обеспечивать запуск двигателя без подогрева при температуре окружающей среды до - 50 С. [15]
Страницы: 1 2
www.ngpedia.ru
