8. Самолеты с турбовинтовыми двигателями. Авиационный турбовинтовой двигатель

8. Самолеты с турбовинтовыми двигателями. Реактивная авиация Второй мировой войны

8. Самолеты с турбовинтовыми двигателями

В турбовинтовом двигателе (ТВД) большая часть тяги создается воздушным винтом, приводимым во вращение газовой турбиной, но меньшая часть (до 10–12 %) тяги – за счет истечения газов из сопла двигателя. Основными элементами ТВД являются: входное устройство, компрессор, камера сгорания, газовая турбина, реактивное сопло, редуктор и воздушный винт.

Идея применить реактивный двигатель для вращения воздушного винта самолета появилась еще на заре развития авиации. Такое предложение выдвигал, например, в 1914 г. русский инженер М.Н. Никольский, спустя почти десять лет в этом направлении работал В.И. Безеров.

В Советском Союзе исследования по авиационным газотурбинным двигателям начались с 1930 г. во Всесоюзном теплотехническом институте под руководством В.В. Уварова. Как уже говорилось выше, в 1934 г. была создана и прошла длительные испытания первая отечественная высокотемпературная газотурбинная установка ГТУ-1, ставшая прообразом будущих турбовинтовых двигателей. Установка состояла из одноступенчатого центробежного компрессора, кольцевой камеры сгорания и одноступенчатой газовой турбины. В 1938–1939 гг. под руководством профессора В.В. Уварова для самолета ТБ-3 были впервые построены опытные газотурбинные установки ГТУ-3 мощностью по 1150 л. с., выполненные по схеме турбовинтового двигателя. Под его же руководством с 1943 г. в ЦИАМ разрабатывался летный образец экспериментального ТВД Э-3080, развивавшего мощность на валу 625 л. с. и создававшего дополнительную тягу 160 кгс.

В МАИ в 1936–1938 гг. под руководством профессора А.В. Квасникова спроектировали и построили паровую двигательную установку мощностью 180 л. с. для привода воздушного винта. У парового двигателя, в отличие от ТВД, отсутствуют камера сгорания и реактивное сопло, пар из парогенератора под большим давлением подводится к турбине, вращая ее, а та, в свою очередь, через редуктор вращает воздушный винт. Отработавший пар превращается в воду в конденсаторе, и вода снова подается в парогенератор. С этим экспериментальным двигателем успешно проходил летные испытания самолет У-2, в конструкции которого спустя полвека была реализована идея Ф.Р. Гешвенда о постройке «паролета».

В самом начале войны работы в этом направлении активизировались и в Германии. С 1940 г. на фирме «Юнкерс» под руководством фон Шлиппе разрабатывался авиационный паровой двигатель мощностью 3000 л. с., а в Высшей технической школе (Вена) под руководством профессора Лозеля – авиационный паровой двигатель мощностью 4000 л. с. К концу войны фирмы «Даймлер-Бенц» и BMW освоили выпуск опытных образцов ТВД (DB 021 и BMW 028).

В США также к концу войны были разработаны и изготовлены опытные образцы ТВД, они устанавливались в опытных самолетах F2R и XP-81 (см. выше).

Rochen

В 1939 г. Генрих Фокке, один из основателей фирмы «Фокке-Вульф», в рамках проекта Schnellflugzeug («Быстрый самолет»), разработал и запатентовал конструкцию летательного аппарата, представлявшего собой гибрид реактивного самолета и вертолета, который в качестве силовой установки использовал ТВД. Аппарат, получивший обозначение Rochen, представлял собой дископлан с треугольной в плане хвостовой частью корпуса, на задней кромке располагались элероны, закрылки и киль с рулем направления. Внутри корпуса были установлены два соосных двухлопастных винта противоположного вращения, приводившиеся во вращение газотурбинным двигателем разработки фирмы «Фокке-Вульф». Передача вращения к винтам осуществлялась через удлиненный вал и редуктор. Выходное сопло двигателя соединялось двумя каналами с двумя дополнительными камерами сгорания (прототипами форсажных камер), продукты сгорания через выхлопные сопла камер выбрасывались наружу. На нижней поверхности корпуса имелись открывающиеся створки, кабина летчика размещалась в носовой части, трехстоечное шасси после взлета убиралось в корпус.

Взлет Rochen осуществлял с полностью открытыми створками за счет вращения винтов (наподобие вертолета), подачей топлива в дополнительные камеры сгорания достигалось увеличение горизонтальной скорости полета. При этом створки на нижней поверхности фюзеляжа прикрывались так, чтобы поток отбрасываемого винтами воздуха отклонялся к хвосту и увеличивал горизонтальную скорость. Путевое управление на малых скоростях осуществлялось дифференцированной подачей топлива в дополнительные камеры сгорания. Данных о том, что аппарат строился во время войны, нет, но в 1950-х гг. была построена модель в масштабе 1:10 для продувки в аэродинамической трубе.

Ме 321

В 1940 г. фирма «Мессершмитт» разработала гигантский планер Me 321 для перевозки бронетехники и подразделений десантников. Машина выполнялась целиком из древесины, загрузка фюзеляжа осуществлялась через откидывавшуюся вверх носовую часть. Взлет планера должен был осуществляться на сбрасываемой тележке, посадка производится на лыжи. В воздух планер поднимал самолет Не 111Z или тройка самолетов Bf 110. Для облегчения взлета планеры часто оснащались стартовыми ускорителями.

Первый полет состоялся в марте 1941 г., серийные планеры Me 321А и Me 321В, имевшие колесное шасси, поступили на вооружение в июне того же года в специально сформированные эскадрильи тяжелых планеров, которые действовали на советско-германском фронте – в Прибалтике, Белоруссии и на Украине. Me 321 осуществляли снабжение немецкой авиации и сухопутных войск, перевозя боеприпасы, топливо и личный состав. Опыт эксплуатации планеров показал, что для снабжения воинских частей передней линии требуется использование транспортных аппаратов, способных самостоятельно осуществить взлет. Поэтому было предложено рассмотреть возможность оснащения Ме 321 двигателями, при этом рассматривались два варианта оснащения – поршневыми двигателями и паровыми двигателями.

В первом варианте на основе планера Ме 321 создали тяжелый транспортный самолет Me 323 Gigant («Гигант»), оснащенный четырьмя поршневыми двигателями Gnome-Rhone 14N, первый полет которого состоялся в 1941 г., взлет осуществлялся с помощью тройки буксировщиков Bf 110.

Заказ на разработку самолета второго варианта, предназначенного для снабжения немецких подводных лодок в Северной Атлантике и выполнения разведки, поступил на фирму «Мессершмитт» 12 апреля 1941 г., работы должны были вестись под самым высоким приоритетом, присвоенным техническим отделом СС. Важными факторами в пользу применения паровых двигателей были: более высокая величина отношения мощности к весу силовой установки по сравнению с поршневыми двигателями, более высокий ресурс (4000–6000 часов) по сравнению с 500 часами для поршневых двигателей. Для сравнения – ресурс серийных ТРД Jumo 004 и BMW 003 не превышал 20–25 часов, а HeS 8, с которыми летал самолет Не 280, никак не мог достичь ресурса в 10 часов. Вопрос выбора топлива для парового двигателя остро не стоял, так как он мог работать на тяжело воспламеняющихся топливах, таких как мазут и угольная пыль, в противоположность высокооктановым топливам, необходимым для двигателей внутреннего сгорания. Однако работы по паровому двигателю были прекращены, так как 21 августа 1942 г. RLM отменило свой заказ.

Характеристики Ме 321В-1: экипаж – 1 человек, размах крыла – 55,0 м и его площадь – 300,0 м2, длина планера – 28,2 м, высота – 10,2 м, вес пустого – 12 400 кг, максимальный взлетный вес – 39 500 кг, максимальная скорость – 160 км/ч, скорость планирования – 140 км/ч, вооружение – 2 пулемета MG 15.

Ме 264

В августе 1944 г. RLM выдало задание фирме Osermaschinen GmbH, основанной профессором Лозелем, на проектирование и изготовление парового двигателя для одного из опытных образцов дальнего самолета Ме 264 (см. выше). В рамках этой работы был спроектирован двигатель мощностью 6000 л. с., который мог приводить во вращение воздушный винт, выполненный в двух вариантах: первый диаметром 5,3 м и скоростью вращения 400–500 об/мин, а второй диаметром 2,0 м и скоростью вращения 6000 об./мин. Двигатель должен был работать на смеси, состоящей на 65 % из угольной пыли и на 35 % из какого-либо жидкого топлива (бензин, керосин, мазут и т. д.). В конце войны многие компоненты двигателей были закончены и подготовлены к окончательной сборке, однако самолет Ме 264, предназначенный под эти двигатели, был разрушен во время воздушного налета на завод фирмы «Мессершмитт».

Ar E.560/7

Проект двухместного среднего бомбардировщика с двигателями разных типов на крыле разрабатывался в 1943–1944 гг. (см. выше – Ar Е.560). Один из вариантов, Ar Е.560/7, имел силовую установку из двух ТВД BMW 028 (турбовинтовая версия ТРД BMW 018) мощностью по 2650 кВт, установленных над крылом, каждый двигатель вращал два соосных винта. Проект не реализовывался.

Характеристики Ar Е.560/7: экипаж – 2 человека, силовая установка – 2 х ТВД BMW 028 мощностью по 2650 кВт, размах крыла – 19,1 м и его площадь – 75,0 м2, длина самолета – 16,8 м, максимальная скорость – 920 км/ч, дальность – 3400 км, бомбовая нагрузка – 4000 кг.

He Wespe

Проект перехватчика вертикального взлета и посадки He Wespe («Оса») с кольцевым крылом вокруг средней части фюзеляжа был разработан к марту 1945 г. Крыло крепилось к фюзеляжу при помощи трех пилонов. В задней части фюзеляжа устанавливался турбовинтовой двигатель DB 021 мощностью 3300 л. с. и дополнительной тягой реактивного сопла 1100 кгс, вращавший шестилопастный винт, располагавшийся внутри крыла. ТВД DB 021 представлял собой турбовинтовую модификацию ТРД HeS 011.

Входное устройство воздухозаборника двигателя находилось в носовой части фюзеляжа. Летчик располагался в кабине сидя во время горизонтального полета, поэтому при взлете и посадке он оказывался лежащим на спине. По бокам кабины устанавливались две пушки MK 108. Шасси трехстоечное, расположенное на концах трехкилевого хвостового оперения. Самолет взлетал вертикально. В горизонтальном полете дополнительная подъемная сила создавалась отогнутыми законцовками двух пилонов. Проект не был реализован.

Характеристики He Wespe: экипаж – 1 человек, силовая установка – 1 х ТВД DB 021 мощностью 3300 л. с., внешний диаметр крыла – 6,2 м и его площадь – 29,7 м2, длина самолета – 6,2 м, взлетный вес – 3690 кг, максимальная скорость – 860 км/ч на высоте 8000 м, скороподъемность у земли – 50,0 м/с, вооружение – 2 пушки МК 108 калибра 30 мм.

BMW Schnellbomber I

Проект скоростного бомбардировщика с крылом в виде буквы W в плане и четырьмя двигателями – расположенными в крыле двумя ТВД BMW 028 мощностью по 2650 кВт с соосными винтами и расположенными под ними двумя ТРД BMW 018 тягой по 3450 кгс. На взлете, а также при отрыве от истребителей противника использовались все двигатели, на крейсерском режиме – только турбовинтовые двигатели. Шасси имело три расположенные друг за другом фюзеляжные стойки и две крыльевые стойки. Экипаж бомбардировщика состоял из трех человек и размещался в герметичной кабине. В качестве оборонительного оружия применялись две дистанционно управляемые турели со спаренными пушками в верхней и нижней частях фюзеляжа.

Характеристики BMW Schnellbomber I: экипаж – 3 человека, силовая установка – 2 х ТВД BMW 028 мощностью по 2650 л. с. и 2 х ТРД BMW 018 тягой по 3450 кгс, размах крыла – 50,5 м, длина самолета – 34,6 м, высота – 9,0 м, взлетный вес – 78 800 кг, запас топлива – 35 120 л, крейсерская скорость: с двумя BMW 028–620 км/ч, максимальная скорость с двумя BMW 028 и двумя BMW 018–870 км/ч, практический потолок – 11 000 м, дальность – 4000 км, бомбовая нагрузка – 3000 кг.

BMW Schnellbomber II

В 1943 г. был разработан проект скоростного бомбардировщика с крылом обратной стреловидности и двумя ТВД BMW 028 с соосными винтами. Двигатели устанавливались над фюзеляжем на пилонах. Экипаж из двух человек размещался в гермокабине в носовой части фюзеляжа, оборонительное вооружение состояло из двух неподвижных пушек, стреляющих назад.

Осенью 1944 г. на BMW без контракта от RLM начались работы по исследованию влияния на характеристики самолета пилонного крепления двигателей, сведений о результатах этой работы нет.

Характеристики BMW Schnellbomber II: экипаж – 2 человека, силовая установка – 2 х ТВД BMW 028 мощностью по 2650 л. с., размах крыла – 32,5 м, длина самолета – 28,0 м, высота – 6,5 м, диаметр винта – 4,1 м, максимальная скорость – 870 км/ч, дальность – 2800 км, бомбовая нагрузка – 2000 кг.

DB Schnellbombertrager (P.A/P.B)

В 1942–1943 гг. фирма «Даймлер-Бенц» совместно с фирмой «Фокке-Вульф» разрабатывала проект скоростного самолета-носителя Schnellbombertrager. Предполагалось применить этот самолет для бомбардировок промышленных районов на территории Восточного побережья США и Уральского региона Советского Союза.

Самолет-носитель (P.A I) имел прямое крыло, на котором располагались четыре турбовинтовых двигателя DB 021 каждый мощностью на валу винта 3300 л. с. и дополнительной тягой сопла 1100 кгс. Неубираемое высокое двухстоечное шасси имело на каждой стойке по три расположенных друг за другом колеса, закрытые обтекателями. Экипаж из 3–4 человек располагался в кабине в носовой части фюзеляжа.

Под фюзеляжем между стойками шасси самолета-носителя подвешивался бомбардировщик (P.A II), который выполнялся в двух вариантах. В первом варианте бомбардировщик имел мотыльковое хвостовое оперение и два ТРД DB 016 под стреловидным крылом, во втором варианте – разнесенное хвостовое оперение и один ТРД DB 016 на спине. DB 016 был разработан в марте 1945 г., он имел самые большие габариты в мире на то время: длина 6,7 м, диаметр 2 м и тяга 12 000 кгс.

Бомбардировщик оснащался трехстоечным шасси, в бомбоотсеке размещалось до 30 000 кг бомб, экипаж из 2 человек располагался в герметичной кабине в носовой части фюзеляжа. Было задумано, что после отцепки от носителя в районе предполагаемой атаки бомбардировщик продолжит полет самостоятельно, а после выполнения задания ляжет на обратный курс.

В варианте P.B, разработанном в начале 1945 г., самолет-носитель имел двухбалочное хвостовое оперение. Силовая установка – из шести двигателей DB 603G: четыре двигателя вращали тянущие винты, а два, располагавшиеся соосно с крайними двигателями, – толкающие винты. Самолет-носитель мог нести под крылом 5 пилотируемых самолетов-снарядов DB P.E, или 6 пилотируемых самолетов-снарядов DB P.F. (см. выше), или управляемые бомбы.

Ни в одном из вариантов проект не реализовывался.

Характеристики самолета-носителя P.A I: экипаж – 3 (4) человека, силовая установка – 4 х ТВД DB 021 мощностью по 3300 л. с., размах крыла – 54,0 м и его площадь – 500 м2, длина самолета – 35,0 м, высота – 11,2 м, вес пустого – 48 500 кг, взлетный вес – 122 000 кг, максимальная скорость – 500 км/ч, дальность – 17 000 км.

Характеристики бомбардировщика P.A II: экипаж – 2 человека, силовая установка – 1 х ТРД DB 016 тягой 12 000 кгс, размах крыла – 22,0 м, длина самолета – 30,75 м, высота – 8,5 м, полетный вес – 70 000 кг, максимальная скорость – 1000 км/ч, практический потолок – 10 000 м, бомбовая нагрузка – 30 000 кг (60 бомб SC 500 или 30 бомб SB 1000).

Fw P.0310226-127

Проект одноместного истребителя Fw P.0310226-127, оснащенного ТВД DB 021, разработан в сентябре 1944 г. Воздушный винт в носовой части фюзеляжа приводился во вращение от двигателя, расположенного в хвостовой части, через длинный вал. Входные устройства воздухозаборника двигателя располагались в корневых частях крыла под передней кромкой, шасси трехстоечное. Проект не реализовывался.

Характеристики Fw P.0310226-127: экипаж – 1 человек, силовая установка – 1 х ТВД DB 021 мощностью 3300 л. с., размах крыла – 8,2 м и его площадь – 17,2 м2, длина самолета – 10,8 м, высота – 3,15 м, вес пустого – 3585 кг, взлетный вес – 5000 кг, максимальная скорость на высоте 10 000 м – 910 км/ч, практический потолок – 12 500 м, скороподъемность – 40,0 м/с, дальность – 1460 км, максимальная продолжительность полета – 70 минут, вооружение – 1 пушка МК 103 калибра 30 мм и 2 пулемета MG 213 калибра 20 мм.

Fw Jager PTL

В ноябре 1944 г. один из вариантов проекта двухбалочного самолета Fw P.VII был выполнен в виде истребителя Fw Jager PTL с нормальным хвостовым оперением. В качестве силовой установки использовали ТВД DB 021, выхлоп из реактивного сопла двигателя осуществлялся под хвостовым оперением. Однако проект развития не получил.

Характеристики Fw Jager PTL: экипаж – 1 человек, силовая установка – 1 х ТВД DB 021 мощностью 3300 л. с., размах крыла – 8,2 м и его площадь – 17,5 м2, длина самолета – 10,8 м, высота – 3,1 м, вес пустого – 3396 кг, взлетный вес – 4900 кг, максимальная скорость на высоте 9000 м – 900 км/ч, скороподъемность – 39,0 м/с, дальность – 1020 км, максимальная продолжительность полета – 1,17 часа, вооружение – 1 пушка МК 108 калибра 30 мм и 2 пулемета МG 213 калибра 20 мм.

Поделитесь на страничке

Следующая глава >

history.wikireading.ru

Турбовинтовой двигатель — Википедия

Материал из Википедии — свободной энциклопедии

Схема турбовинтового двигателя: 1 — воздушный винт; 2 — редуктор; 3 — турбокомпрессор.

Цветная схема турбовинтового двигателя

Турбовинтовой двигатель самолёта ATR 72

Турбовинтово́й дви́гатель — тип газотурбинного двигателя, в котором основная часть энергии горячих газов используется для привода воздушного винта через понижающий частоту вращения редуктор, и лишь небольшая часть энергии составляет выхлоп реактивной тяги. Наличие понижающего редуктора обусловлено необходимостью преобразования мощности: турбина — высокооборотный агрегат с малым крутящим моментом, в то время как для вала воздушного винта требуются относительно малые обороты, но большой крутящий момент.

Существуют две основные разновидности турбовинтовых двигателей: двухвальные, или со свободной турбиной (наиболее распространенные в настоящее время), и одновальные. В первом случае между газовой турбиной (называемой в этих двигателях газогенератором) и трансмиссией не существует механической связи, и привод осуществляется газодинамическим способом. Воздушный винт не находится на общем валу с турбиной и компрессором. Турбин в таком двигателе две: одна приводит в движение компрессор, другая (через понижающий редуктор) — винт. Такая конструкция имеет ряд премуществ, в том числе и возможность работы силового агрегата самолёта на земле без передачи на воздушный винт (в этом случае используется тормоз воздушного винта, а работающий газотурбинный агрегат обеспечивает самолёт электрической мощностью и воздухом высокого давления для бортовых систем).

В связи с уменьшением эффективности воздушного винта при увеличении скорости полёта, турбовинтовые двигатели в основном распространены на относительно малоскоростных летательных аппаратах, таких как самолёты местных авиалиний и транспортные самолёты. Исключение составляет стратегический бомбардировщик Ту-95 и самолеты, созданные на его базе (Ту-114, Ту-126, Ту-142), летающие со скоростью порядка 800 км/ч. Вместе с тем, турбовинтовые двигатели на малых скоростях полёта гораздо экономичнее, чем турбореактивные двигатели.

Если учесть, что турбовинтовой двигатель работает только на дозвуковых скоростях, а турбореактивные двигатели лучше использовать для получения очень больших скоростей полёта, то можно сделать вывод, что в некотором диапазоне скоростей комбинирование этих двух двигателей является оптимальным решением (турбовентиляторный двигатель).

Ввиду того, что как лопасти вентилятора, так и лопасти винта для эффективного функционирования должны работать на дозвуковых скоростях, вентилятор в кольцевом обтекателе (который понижает скорость набегающего потока) является более эффективным на больших скоростях.

История

Первый в практическом смысле работающий ТВД был создан венгерским инженером Дьёрдем Ендрашиком (György Jendrassik). После ряда лет работы над ТВД (и получения патента на его конструкцию в 1929 г.) он построил прототип двигателя мощностью 100 л.с.; первый в мире полномасштабный турбовинтовой двигатель, Jendrassik Cs-1 мощностью около 400 л.с. был построен и испытывался на предприятии Ganz Works в Будапеште между 1939 и 1942 г. Двигатель не был запущен в производство.

Первый немецкий турбовинтовой двигатель в середине 30-х годов разработал (будучи профессором Технического университета в Берлине) будущий глава отдела планёров самолетов на «Junkers Flugzeugwerke» Герберт Вагнер. Он надеялся, что тот может дать боевому самолету высочайшие ЛТХ.

Работы по ТВД ускорились в послевоенные годы. На 18-м образце реактивного истребителя Gloster Meteor (позднее получил обозначение Trent-Meteor) вместо штатных турбореактивных были установлены турбовинтовые двигатели Rolls-Royce RB.50 «Trent», и он стал первым в мире турбовинтовым самолётом (взлетел 20 сентября 1945 года). Эта машина не строилась серийно и осталась прототипом.

На основе двигателей модели Trent компания Rolls-Royce разработала модель Dart. Этот двигатель устанавливался на первый в мире серийный турбовинтовой самолёт Vickers Viscount (первый полёт в 1948). Конструкция ТВД Rolls-Royce Dart оказалась весьма успешной: с учётом модификаций и усовершенствований, он выпускался порядка 40 лет (до 1987 г) и устанавливался на многие модели самолётов.

Самым мощным из когда-либо созданных ТВД был строившийся в СССР двигатель НК-12.

Одним из самых массовых и широко применяющихся ТВД в настоящее время является семейство ТВД Pratt & Whitney Canada PT6 (англ.)русск.. Серийный выпуск был начат в 1963 г. и продолжается на настоящее время (2012). Двигатель выпускается в ряде модификаций (различной мощности, для самолётов и вертолётов) и устанавливается на более чем 100 типах самолётов различных производителей.

Видео по теме

См. также

Ссылки

Литература

Elliot, Simon. Power Progress: World Turbine Engine Directory (англ.). // Flight International. — 13-19 October 1993. — Vol. 144 — No. 4391 — P. 29-40 — ISSN 0015-3710. (справочник с техническими данными и сравнительной характеристикой [1][2] 32 турбовинтовых двигателей (turboprops) ведущих мировых производителей-предприятий зарубежного двигателестроения)

wikipedia.green

Атомный турбовинтовой газотурбинный двигатель

Атомный турбовинтовой газотурбинный двигатель содержит ядерный реактор, винт, корпус, воздухозаборник, компрессор, камеру сгорания, турбину, корпус которой выполнен конической формы, расширяющейся по потоку, теплообменник-подогреватель и реактивное сопло. Двигатель выполнен по трехвальной схеме с внешним, промежуточным и внутренним валами. Компрессор выполнен из каскадом низкого и высокого давления. Турбина содержит каскады высокого, среднего и низкого давления. Ротор турбины низкого давления соединен внутренним валом с винтом. Ротор турбины среднего давления соединен промежуточным валом с ротором компрессора низкого давления. Ротор турбины высокого давления соединен внешним валом с ротором компрессора высокого давления. Между турбинами высокого и среднего давления и между турбинами среднего и низкого давления установлены соответственно первый и второй дополнительные теплообменники, соединенные трубопроводами рециркуляции с ядерным реактором. Дополнительные теплообменники встроены в корпус турбины таким образом, что частично размещены в тракте турбины и соединены подводящими воздушными трубопроводами с полостью за компрессором высокого давления. Изобретение направлено на улучшение приемистости и надежности двигателя. 3 з.п. ф-лы, 4 ил.

Изобретение относится к двигателестроению, в том числе к авиационным и стационарным двигателям, конкретно к турбовинтовым двигателям - ТВД, в которых применен ядерный реактор.

Известен авиационный комбинированный двигатель по заявке РФ на изобретение №2002115896, содержащий ГТД и ракетный двигатель.

Недостаток - очень большой расход топлива, потребляемый ракетным двигателем.

Известен авиационный ГТД по патенту РФ №2211935, содержащий компрессор, камеру сгорания, турбину и реактивное сопло.

Недостаток - низкий КПД и, как следствие, большой удельный расход топлива, свойственный турбореактивным двигателям по сравнению с поршневыми.

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 охлаждением обмоток статора, размещенных внутри двигателя. Эта конструкция применима для использования электрической машины в качестве стартера или в качестве вспомогательного электрогенератора для питания агрегатов газотурбинного двигателя и самолета.

Известен турбовинтовой газотурбинный двигатель по патенту РФ №2334892, прототип, содержащий винт, воздухозаборник, компрессор, камеру сгорания, турбину высокого давления, установленный за турбиной высокого давления двигатель Стерлинга и реактивное сопло.

Недостатками этого двигателя являются его плохая приемистость на переходных режимах из-за инерционности ядерного реактора и низкая надежность: при отказе ядерного ректора двигатель полностью утрачивает свою работоспособность.

Задачи создания изобретения: улучшение приемистости двигателя на переходных режимах и повышение надежности двигателя.

Решение указанных задач достигнуто в атомном турбовинтовом газотурбинном двигателе, содержащем ядерный реактор, винт, корпус, воздухозаборник, компрессор, камеру сгорания, турбину, корпус которой выполнен конической формы, расширяющейся по потоку, теплообменник-подогреватель и реактивное сопло, двигатель выполнен по трехвальной схеме с внешним, промежуточным и внутренним валами, компрессор выполнен из каскадом низкого и высокого давления, турбина содержит каскады высокого, среднего и низкого давления, ротор турбины низкого давления соединен внутренним валом с винтом, ротор турбины среднего давления соединен промежуточным валом с ротором компрессора низкого давления, а ротор турбины высокого давления соединен внешним валом с ротором компрессора высокого давления, между турбинами высокого и среднего давления и между турбинами среднего и низкого давления установлены соответственно первый и второй дополнительные теплообменники, соединенные трубопроводами рециркуляции с ядерным реактором, при этом дополнительные теплообменники встроены в корпус турбины таким образом, что частично размещены в тракте турбины и соединены подводящими воздушными трубопроводами с полостью за компрессором высокого давления. Воздушный винт может быть соединен с внутренним валом через редуктор. Воздушный винт может содержать два ряда лопастей. Второй ряд лопастей может быть соединен с промежуточным валом.

Сущность изобретения поясняется на фиг.1…4, где:

на фиг.1 приведена схема двигателя,

на фиг.2 приведена схема двигателя с редуктором,

на фиг.3 приведена схема двигателя с воздушным винтом, имеющим два ряда лопастей,

на фиг.4 приведена схема двигателя, в которой второй ряд лопастей соединен с промежуточным валом.

Предложенное техническое решение (фиг.1…4) содержит винт 1, вал винта 2, корпус 3. Двигатель выполнен трехвальным и содержит внешний вал 4, промежуточный вал 5 и внутренний вал 6. Двигатель содержит, в свою очередь, воздухозаборник 7, компрессор 8, который выполнен двухкаскадным и содержит компрессор низкого давления 9, имеющий статор 10 и ротор 11, и компрессор высокого давления 12, содержащий статор 13 и ротор 14. Кроме того, двигатель содержит турбину 15. Турбина 15 выполнена трехкаскадной и содержит турбину высокого давления 16, с сопловым аппаратом 17 и ротором 18, турбину среднего давления 19 с сопловым аппаратом 20 и ротором 21 и турбину низкого давления 22 соответственно с сопловым аппаратом 23 и ротором 24. Турбины высокого давления 16, турбина среднего давления 19 и турбина низкого давления 22 могут содержать одну или несколько ступеней. В дальнейшем приводится описание с применением всех турбин с одной ступенью. Турбина 15 заключена в коническом корпусе 25, расширяющемся по потоку. За турбиной низкого давления 22 установлено реактивное сопло 26. Внешний вал 4 соединяет ротор 14 компрессора высокого давления 12 и ротор 18 турбины высокого давления 16, промежуточный вал 5 соединяет ротор 11 компрессора низкого давления 9 и ротор 21 турбины среднего давления 19, а внутренний вал 6 соединят воздушный винт 1 и промежуточный вал 2. Двигатель имеет три теплообменника: теплообменник-подогреватель 27, установленный между компрессором высокого давления 12 и турбиной высокого давления 16, первый дополнительный теплообменник 28, установленный между турбиной высокого давления 16 и турбиной среднего давления 19, и второй дополнительный теплообменник 29, установленный между турбиной среднего давления 19 и турбиной высокого давления 22, и частично вмонтированные в корпус 25 турбины 15.

Двигатель содержит ядерный реактор 30, соединенный подводящим (по отношению к теплообменникам) трубопроводом рециркуляции 31, насосом 32 с приводом 33 с теплообменником-подогревателем 27 и дополнительными теплообменниками 28 и 29. Подводящие трубопроводы рециркуляции 31 содержат отсечные клапаны 34, 35 и 36. К ядерному реактору 30 и теплообменникам 27, 28 и 29 присоединены отводящие (по отношению к теплообменникам) трубопроводы рециркуляции 37 с отсечными клапанами 38, 39 и 40. Двигатель содержит блок управления 41, соединенный электрическими связями 42 с ядерным реактором 30 и приводом 33 (фиг.1). К выходу из компрессора высокого давления 12 присоединены два воздушных трубопровода 43 и 44 с регуляторами 45 и 46 с приводами 47 и 48. Выходы воздушных трубопроводов 43 и 44 соединены соответственно с дополнительными теплообменниками 28 и 29.

Возможен вариант исполнения двигателя с редуктором 49 (фиг.2), установленным между внутренним валом 6 и валом 2 воздушного винта 1. Также возможен вариант исполнения винта 1 с двумя рядами лопастей первым 50 и вторым 51. Также возможен вариант, (фиг.4), когда второй ряд лопастей 51 соединен с промежуточным валом 5. При этом первый ряд лопастей 50 может быть соединен с внутренним валом 6 напрямую (фиг.4) или через редуктор 49 (на фиг.1…4 последний вариант не показан).

Возможны три варианта работы двигателя.

1. Работает только теплообменник-подогреватель.

2. Работают теплообменник-подогреватель и первый дополнительный теплообменник.

3. Работают все три теплообменника.

Запуск и работа двигателя.

Предварительно по команде с блока управления 41 запускают ядерный реактор 30 и включают привод 32 насоса 31. Потом открывают отсечные клапаны 34…39. Теплоноситель по подводящим трубопроводам рециркуляции 31 подается в теплобменники 27, 28 и 29, отдает тепло и по отводящим трубопроводам 37 возвращается в ядерный реактор 30. Осуществляют запуск двигателя стартером (стартер на фиг.1…6 не показан) путем раскрутки одного из валов 4, или 5 или 6. В результате воздух, сжатый в компрессорах 10 и 12, проходит теплообменники 27, 28 и 29 и турбину высокого давления 16, турбину среднего давления 19 и турбину низкого давления 22. Сжатый воздух проходит через турбины 16, 19 и 22 и раскручивает все роторы и винт 1. В результате двигатель запущен и готов к работе. Управление двигателем по режимам и его выключение выполняется блоком управления 41 воздействием на ядерный реактор 30 и привод 33 насоса 32, перекачивающего теплоноситель (жидкий натрий). При регулировке возможно частичное или полное отключение одного из теплообменников 28 и 29 при помощи регуляторов 45 и 46 посредством приводов 47 и 48 по команде с блока управления 41 (фиг.1).

Применение изобретения позволило следующее.

1. Улучшить приемистость работы двигателя.

2. Повысить надежность работы двигателя, так как при отказе одного теплообменника он может продолжить работу с незначительной потерей мощности.

3. Повысить КПД газотурбинного двигателя за счет более рациональной компоновки двигателя, наличия винта, дающего дополнительную тягу, отсутствия жесткой кинематической связи между компрессором и турбиной. Это позволило спроектировать оптимальные компрессор и турбину, например, на разные рабочие обороты и оптимально согласовать их совместную работу.

4. Обеспечить оптимальную работу двигателя на переходных режимах вследствие того, что турбовинтовые двигатели создают часть тяги винтом, а часть за счет реактивного сопла.

5. Значительно уменьшить расход топлива при эксплуатации самолета и вообще отказаться от химического топлива на всех режимах, используя только атомную энергию, это имеет важное значение в связи с исчерпанием ресурсов углеводородного топлива, его удорожанием и отсутствием альтернативы этому виду топлива. Применение водорода, имеющего стоимость в сотни раз большую, чем керосин, в ближайшие 100 лет бесперспективно, а использование сжиженного природного газа из-за его плохих энергетических характеристик и сложности в эксплуатации криогенной техники весьма ограничено.

6. Облегчить условия работы винта за счет его нежесткой связи с каскадами компрессора и возможности их взаимного проскальзывания и рассогласования оборотов роторов компрессора и винта.

7. Облегчить запуск и останов двигателя за счет применения трехвальной схемы, при использовании которой для запуска двигателя достаточно стартером раскрутить один из роторов.

8. Уменьшить вес и габариты двигателя за счет достижения больших степеней сжатия в трехвальном двигателе по сравнению с двухвальным.

1. Атомный турбовинтовой газотурбинный двигатель, содержащий ядерный реактор, винт, корпус, воздухозаборник, компрессор, камеру сгорания, турбину, корпус которой выполнен конической формы, расширяющейся по потоку, теплообменник-подогреватель и реактивное сопло, отличающийся тем, что двигатель выполнен по трехвальной схеме с внешним, промежуточным и внутренним валами, компрессор выполнен из каскадов низкого и высокого давления, турбина содержит каскады высокого, среднего и низкого давления, ротор турбины низкого давления соединен внутренним валом с винтом, ротор турбины среднего давления соединен промежуточным валом с ротором компрессора низкого давления, а ротор турбины высокого давления соединен внешним валом с ротором компрессора высокого давления, между турбинами высокого и среднего давления и между турбинами среднего и низкого давления установлены соответственно первый и второй дополнительные теплообменники, соединенные трубопроводами рециркуляции с ядерным реактором, при этом дополнительные теплообменники встроены в корпус турбины таким образом, что частично размещены в тракте турбины и соединены подводящими воздушными трубопроводами с полостью за компрессором высокого давления.

2. Атомный турбовинтовой газотурбинный двигатель по п.1, отличающийся тем, что воздушный винт соединен с внутренним валом через редуктор.

3. Атомный турбовинтовой газотурбинный двигатель по п.1 или 2, отличающийся тем, что воздушный винт содержит два ряда лопастей.

4. Атомный турбовинтовой газотурбинный двигатель по п.3, отличающийся тем, что второй ряд лопастей соединен с промежуточным валом.

www.findpatent.ru

Турбовинтовой двигатель - это... Что такое Турбовинтовой двигатель?

Схема турбовинтового двигателя: 1 — воздушный винт; 2 — редуктор; 3 — турбокомпрессор.

Цветная схема турбовинтового двигателя

Турбовинтовой двигатель самолёта ATR-72

Турбовинтовой двигатель — тип газотурбинного двигателя, в котором основная часть энергии горячих газов используется для привода воздушного винта через понижающий частоту вращения редуктор, и лишь небольшая часть энергии составляет выхлоп реактивной тяги.

Наличие понижающего редуктора обусловлено необходимостью преобразования мощности: турбина- высокооборотный агрегат с малым крутящим моментом, в то время как для вала воздушного винта требуются относительно малые обороты, но большой крутящий момент.

Существует две основных разновидности турбовинтовых двигателей: двухвальные, или со свободной турбиной (наиболее распространенные в настоящее время), и одновальные. В первом случае между газовой турбиной (называемой в этих двигателях газогенератором) и трансмиссией не существует механической связи, и привод осуществляется газодинамическим способом. Воздушный винт не находится на общем валу с турбиной и компрессором. Турбин в таком двигателе две: одна приводит компрессор, другая (через понижающий редуктор) - винт. Такая конструкция имеет ряд премуществ, в том числе и возможность работы силового агрегата самолёта на земле без передачи на воздушный винт (в этом случае используется тормоз воздушного винта,а работающий газотурбинный агрегат обеспечивает самолёт электрической мощностью и воздухом высокого давления для бортовых систем).

В связи с уменьшением эффективности воздушного винта при увеличении скорости полёта, турбовинтовые двигатели в основном распространены на относительно малоскоростных летательных аппаратах, таких как самолёты местных авиалиний и транспортные самолёты. Вместе с тем, турбовинтовые двигатели на малых скоростях полёта гораздо экономичнее, чем турбореактивные двигатели.