Характеристика ТРД по числу оборотов представляет собой кривые, которые показывают изменение тяги и удельного расхода топлива при изменении числа оборотов (при постоянной скорости и высоте полета).
Характеристика по числу оборотов показана на рис. 41.
При изменении тяги по оборотам отмечаются следующие основные режимы работы двигателя:
1. Малый газ или число оборотов холостого хода. Это наименьшее число оборотов, при котором двигатель работает устойчиво и надежно. При этом в камерах сгорания происходит устойчивое сгорание, а мощность турбины вполне достаточна для вращения компрессора и агрегатов.
Для ТРД с центробежным компрессором число оборотов холостого хода равно 2400—2600 в минуту. Тяга двигателя на холостом ходу не превышает 75—100 кг.
Начислах оборотов холостого хода удельный расход топлива не является характерной величиной; здесь обычно приводится часовой расход топлива.
При числах оборотов холостого хода турбина работает в тяжелых температурных условиях, кроме того, подача масла в подшипники очень мала. Поэтому время непрерывной работы на малом газе ограничивается 10 минутами.
2. Крейсерский режим - двигатель работает на числах оборотов, при которых тяга составляет примерно 0,8 РМАКС.
Рис. 41. Характеристики ТРД по числу оборотов.
При этих числах оборотов гарантируется непрерывная и надежная работа двигателя в течение установленного срока службы (ресурса двигателя).
Конструктор так подбирает параметры двигателя (ε, Т, КПД), чтобы на крейсерском режиме получить наименьший удельный расход топлива.
Крейсерский режим работы двигателя используется при полетах на продолжительность и дальность.
3. Номинальный режим - двигатель работает на числах оборотов, при которых тяга составляет примерно 0,9 РМАКС.
Непрерывная работа на этом режиме разрешается не более 1 часа.
На номинальном режиме производятся набор высоты и полеты на повышенных скоростях.
По номинальному режиму производятся тепловой расчет двигателя и расчет деталей на прочность.
4. Максимальный (взлетный) режим — двигатель развивает максимальное число оборотов, при котором получается максимальная тяга РМАКС - на этом режиме допускается непрерывная работа не свыше 6—10 минут.
Максимальный режим используется для взлета, набора высоты и кратковременного полета на максимальной скорости (когда необходимо догнать противника и атаковать его).
Характеристика по числу оборотов строится при стандартных атмосферных условиях: давлении воздуха РО = 760 мм рт. ст. и температуре Т0 = 150 С.
Рис. 42. Изменение удельного расхода топлива по числу оборотов.
С увеличением числа оборотов двигателя (при постоянных высоте и скорости полета) увеличивается секундный расход воздуха через двигатель GСЕКи степень сжатия компрессора εКОМП. В результате резко растет тяга двигателя и уменьшается удельный расход топлива, ТРД более экономичен на больших числах оборотов. Если удельный расход топлива на максимальных оборотах принять за 100%, то удельный расход топлива на оборотах холостого хода будет 600—700% (рис. 42). Поэтому надо всемерно сокращать работу ТРД на оборотах холостого хода.
5. Форсаж. Для двигателей, имеющих форсажную камеру, в характеристике указывается также тяга, удельный расход топлива и продолжительность работы двигателя при включении форсажа — форсажной камеры.
При запуске ТРД первоначальная раскрутка вала до чисел оборотов холостого хода производится вспомогательном пусковым двигателем.
В качестве пускового двигателя используются: электрические стартеры, стартер-генераторы, турбореактивные стартеры.
Электрический стартер представляет собой электродвигатель постоянного тока, питающийся током от самолетных или аэродромных аккумуляторов во время запуска. Мощность его порядка 15—20 л. с.
На некоторых ТРД устанавливается стартер-генератор, который при запуске работает как электродвигатель, а во время работы двигателя работает как генератор — питает током самолетную сеть.
Электрический стартер, или стартер-генератор, включается в автоматическую систему запуска, и его работа согласована с работой пусковой топливной системы и системы зажигания.
Турбореактивный стартер представляет вспомогательный турбореактивный двигатель, устанавливаемый на мощных ТРД.
Небольшой электродвигатель запускает турбореактивный стартер, который раскручивает до оборотов холостого хода основной двигатель и автоматически выключается.
poznayka.org
Когда скорость полета с0 больше скорости подхода воздуха к компрессору с1, то будет происходить поджатие воздуха за счет скоростного напора еще до входа воздуха в компрессор - до сечения 1-1 (рис. 2).
Рис.2 Изменение параметров воздуха при работе двигателя в полете.
Воздушный поток набегает на воздухозаборник. Струйки воздуха располагаются так, что часть их входит в воздухозаборник, а часть расходится и обтекает его снаружи.
Струйки воздуха, входящие в воздухозаборник, образуют поток, который начинается перед двигателем и, постепенно расширяясь, входит в заборник. Воздух движется по каналу, образованному струйками, обтекающими воздухозаборник.
Скорость воздуха на участке 0 - 1 падает, а давление и температура возрастают.
Температура воздуха перед входом в компрессор будет больше, чем температура окружающего воздуха. Из уравнения энергии движущегося потока воздуха получим:
Так как с0 во время полета больше с1, то дробь имеет положительную величину, которую надо прибавить к Т0.
Давление воздуха на входе в компрессор будет больше, чем давление окружающего воздуха за счет использования скоростного напора. Это видно из уравнения:
Например, при скорости полета 1000 км/час са = 278 м/сек и при скорости входа воздуха в компрессор с1 = 150 м/сек давление воздуха на входе в компрессор будет Р1 = 1,13 кг/см2, а температура достигнет 420 С.
Рис. 3. Зависимость степени сжатия от скорости полета
Чем больше скорость полета с0,, тем больше скоростной напор, а следовательно, давление воздуха, подходящего к компрессору.
Таким образом, в полете воздух сжимается еще до компрессора.
Повышение дарения за счет скоростного напора называется скоростной степенью сжатия и обозначается εСКОР.
При повышении температуры воздуха, входящего в Компрессор, степень сжатия компрессора уменьшается. Если мы изобразим графически изменение степени сжатия компресcopa, степени сжатия двигателя и скоростной степени сжатия в зависимости от увеличения скорости полета, то получим график, изображенный на рис. 3.
Скоростная степень сжатия εСКОР с увеличением скорости полета растет за счет увеличения скоростного напора, а степень сжатия компрессора εКОМП падает за счет подогрева воздуха. В итоге степень сжатия двигателя, равная εДВИГ= εСКОР× εКОМП, будет расти и при увеличении скорости полета до 1200 км/час увеличится на 30 – 40% по сравнению со степенью сжатия двигателя, которую он имел при работе на месте (когда с0 = 0).
Осевой компрессор — лопаточная машина, которая засасывает воздух из атмосферы, сжимает его и принудительно подает (нагнетает) в камеры сгорания. Он состоит из двух элементов: неподвижного корпуса, где крепятся спрямляющие лопатки, и вращающегося ротора, несущего рабочие лопатки (рис. 4).
Рис. 4. Ротор и корпус 11-ти ступенчатого осевого компрессора
Сочетание одного ряда подвижных рабочих лопаток и одного ряда неподвижных спрямляющих лопаток называется ступенью осевого компрессора.
Воздух всасывается в осевой компрессор через кольцевую щель, образуемую корпусом и ротором, и при сжатии движется параллельно оси вращения ротора, потому компрессор и называется осевым.
Процесс сжатия воздуха в осевом компрессоре состоит из ряда последовательных процессов сжатия его в каждой ступени.
Рис. 5. Сжатие воздуха в осевом компрессоре
Воздух, сжатый в первой ступени, перегоняется во вторую ступень, где сжимается, перегоняется в третью ступень и сжимается и т. д., пока не пройдет сжатие во всех ступенях компрессора. Высота лопаток ступеней 2, 3, 4, 5 и т. д. уменьшается, так как удельный объем воздуха вследствие сжатия его уменьшается.
В каждой ступени воздух сжимается незначительно поэтому для получения давления воздуха на выходе из компрессора порядка 5 - 7 кг/см2 осевые компрессоры современных ТРД имеют 8 - 12 ступеней.
Схематически повышение давления воздуха в осевом компрессоре показано на рис.5.
В осевом компрессоре каждая ступень имеет свою степень сжатия (для разных ступеней она может быть численно различной). Степень сжатия ступени - это отношение давления воздуха за ступенью к давлению воздуха до ступени:
Где РЗА – давление воздуха за ступенью компрессора, РДО – давление воздуха до ступени компрессора.
Численно εСТУП = 1,20 - 1,35 (для тех ступеней, где скорость движения воздуха не превышает скорости звука). Степень сжатия осевого компрессора - это отношение (давления воздуха, выходящего из последней ступени компрессора, к давлению воздуха, входящего в первую ступень компрессора.
Для выполненных осевых компрессоров степень сжатия равна 6,2 - 8.
Познакомимся с принципом работы ступени осевого компрессора.
Каждая ступень осевого компрессора состоит из вращающегося рабочего колеса и неподвижного спрямляющего аппарата.
Иногда перед первой ступенью современных осевых компрессоров устанавливается еще один ряд лопаток - входной направляющий аппарат или входное устройство.
Работа каждого из этих устройств в процессе сжатия воздуха различна, поэтому рассмотрим ее раздельно.
studfiles.net
Отчет
По лабораторной работе №4
Описание конструкции разных типов авиадвигателей.
Выполнил: Студент группы ЭЛб-11-1
Дёмин М.В.
Проверил: Доцент
Полонский А.П.
Иркутск,2011.
Цель работы:изучение конструкции разных типов авиадвигателей.
Поршневые (винто-моторные )двигатели
1 - поршень;
2 - шатун;
3 - коленчатый вал;
5 - выпускной клапан;
6 - цилиндр двигателя.
Современные авиационные поршневые двигатели представляют собой звездообразные четырехтактные двигатели, работающие на бензине. Охлаждение цилиндров поршневых двигателей выполняется, как правило, воздушным. Ранее в авиации находили применение поршневые двигатели и с водяным охлаждением цилиндров.
Поршневые двигатели различают по способу смесеобразования топлива с воздухом. Образование смеси осуществляется либо непосредственно в цилиндрах, либо в специальном устройстве, называемом карбюратором, откуда в цилиндр поступает готовая смесь. В зависимости от способа смесеобразования поршневые авиационные двигатели подразделяются на карбюраторные и двигатели с непосредственным впрыском.Сгорание топлива в поршневом двигателе осуществляется в цилиндрах, при этом тепловая энергия преобразуется в механическую, так как под действием давления образующихся газов происходит поступательное движение поршня. Поступательное движение поршня в свою очередь преобразуется во вращательное движение коленчатого вала двигателя через шатун, являющийся связующим звеном между цилиндром с поршнем и коленчатым валом.
В поршневом двигателе тепло преобразуется в механическую работу при непрерывном изменение состояния рабочего тела (газа) путем последовательного чередования следующих процессов: впуска топли- во-воздушной смеси или впрыска отработавших газов. В четырехтактном поршневом двигателе эти процессы совершают за четыре хода (такта) поршня, т. е. за два оборота коленчатого вала. Совокупность всех последовательно совершающихся в цилиндре двигателя процессов за четыре хода поршня называют циклом двигателя.
Такты рабочего процесса в двигателе чередуются в следующем порядке:
1) такт впуска – при перемещение поршня от ВМТ к НМТ топливо-воздушная смесь заполняет освобождающийся объем через открытый клапан впуска, при этом выпускной клапан закрыт;
2) такт сжатия – при перемещение поршня от НМТ к ВМТ (впускной и выпускной клапаны закрыты) топливо-воздушная смесь сжимается вследствие уменьшение ее объема. В конце такта сжатия, когда поршень находится вблизи ВМТ(20 40 градусов под углом поворота коленчатого вала до ВМТ), рабочая смесь воспламеняется от электрической искры и сгорает;
3) такт расширения – поршень повторяет движение первого такта, но при закрытых клапанах впуска и выпуска. При этом продукты сгорания (газы), имеющие высокую температуру и большое давление, расширяются и перемещают поршень;
4) такт выпуска – поршень повторяет движение второго такта, но при этом клапан впуска закрыт, а клапан выпуска открыт. При движение поршня отработавшие газы выталкиваются в атмосферу.
По завершении четвертого такта цикл двигателя заканчивается и далее снова повторяется в прежней последовательности.
По способу образования смеси поршневые двигатели разделяют на карбюраторные и на двигатели с непосредственным впрыском. В карбюраторном двигателе начало смесеобразования происходит в карбюраторе и заканчивается в цилиндре. В двигателе с непосредственным впрыском топливо-воздушная смесь образуется в цилиндрах.
Мощность двигателя зависит от количества топливо-воздушной смеси в цилиндре (заряда).
Турбовинтовые двигатели
1 - воздушный винт;
2 - редуктор; 3 - компрессор;
4 - камера сгорания;
5 - турбина;
6 - выходное устройство
Для современных самолетов, обладающих большой грузоподъемностью и дальностью полета, нужны двигатели, которые могли бы развить необходимые тяги при минимальном удельном весе. Этим требованиям удовлетворяют турбореактивные двигатели. Однако они неэкономичны по сравнению с винтомоторными установками на небольших скоростях полета. В связи с этим некоторые типы самолетов, предназначенные для полетов с относительно невысокими скоростями и с большой дальностью, требуют постановки двигателей, которые сочетали бы в себе преимущества ТРД с преимуществами винтомоторной установки на малых скоростях полета. К таким двигателям относятся турбовинтовые двигатели (ТВД).
Турбовинтовым двигателем называется газотурбинный авиационный двигатель, в котором турбина развивает мощность, большую потребной для вращения компрессора, и этот избыток мощности используется для вращения воздушного винта. Турбовинтовой двигатель состоит из тех же узлов и агрегатов, что и турбореактивный. Однако в отличие от ТРД на турбовинтовом двигателе дополнительно смонтированы воздушный винт и редуктор. Для получения максимальной мощности двигателя турбина должна развивать большие обороты (до 20000 об/мин). Если с этой же скоростью будет вращаться воздушный винт, то КПД последнего будет крайне низким, так как наибольшего значения КПД винта на расчетных режимах полета достигает при 750-1500 об/мин. Для уменьшения оборотов воздушного винта по сравнению с оборотами газовой турбины в турбовинтовом двигателе устанавливается редуктор. На двигателях большой мощности иногда используют два винта, вращающихся в противоположные стороны, причем работу обоих воздушных винтов обеспечивает один редуктор.В некоторых турбовинтовых двигателях компрессор приводится во вращение одной турбиной, а воздушный винт - другой. Это создает благоприятные условия для регулирования двигателя.Тяга у ТВД создается главным образом воздушным винтом (до 90%) и лишь незначительно за счет реакции газовой струи.В турбовинтовых двигателях применяются многоступенчатые турбины (число ступеней от 2 до 6), что диктуется необходимостью срабатывать на турбине ТВД большие теплоперепады, чем на турбине ТРД. Кроме того, применение многоступенчатой турбины позволяет снизить ее обороты и, следовательно, габариты и вес редуктора.
Назначение основных элементов ТВД ничем не отличается от назначения тех же элементов ТРД. Рабочий процесс ТВД также аналогичен рабочему процессу ТРД. Так же, как и в ТРД, воздушный поток, предварительно сжатый во входном устройстве, подвергается основному сжатию в компрессоре, и далее поступает в камеру сгорания, в которую одновременно через форсунки впрыскивается топливо. Образовавшиеся в результате сгорания топливовоздушной смеси газы обладают высокой потенциальной энергией. Они устремляются в газовую турбину, где, почти полностью расширяясь, производят работу, которая затем передается компрессору, воздушному винту и приводам агрегатов. За турбиной давление газа практически равно атмосферному.
В современных турбовинтовых двигателях сила тяги, получаемая только за счет реакции вытекающей из двигателя газовой струи, составляет 10—20% суммарной силы тяги.
Удельная эквивалентная мощность – отношение эквивалентной мощности к секундному расходу воздуха через двигатель.
Экономичность ТВД оценивается удельным эквивалентным расходом топлива - отношением часового расхода топлива к эквивалентной мощности.
Для сравнения ТВД с ТРД по удельному расходу последний можно определять как отношение часового расхода топлива в суммарной тяге.
Тепловая экономичность ТВД характеризуется его эффективным к. п. д., показывающим, какая часть тепла, введенного в двигатель в виде химической энергии топлива, превращается в полную эффективную работу.
Турбореактивные двигатели
1 - входное устройство;
2 - компрессор;
3 - камера сгорания;
4 - газовая турбина;
5 - выходное устройство
Турбореактивный двигатель состоит из входного устройства, компрессора, камеры сгорания, газовой турбины и выходного устройства.Входное устройство предназначено для подвода воздуха к компрессору двигателя. В зависимости от расположения двигателя на самолете оно может входить в конструкцию самолета или в конструкцию двигателя. Входное устройство способствует повышению давления воздуха перед компрессором.Дальнейшее повышение давления воздуха происходит в компрессоре. В турбореактивных двигателях применяются компрессоры центробежные и осевые.В осевом компрессоре при вращении ротора рабочие лопатки, воздействуя на воздух, закручивают его и заставляют двигаться вдоль оси в сторону выхода из компрессора.В центробежном компрессоре при вращении рабочего колеса воздух увлекается лопатками и под действием центробежных сил движется к периферии. Наиболее широкое применение в современной авиации нашли двигатели с осевым компрессором.
Осевой компрессор включает в себя ротор (вращающаяся часть) и статор (неподвижная часть), к которому крепится входное устройство. Иногда во входных устройствах устанавливаются защитные сетки, предотвращающие попадание в компрессор посторонних предметов, которые могут привести к повреждению лопаток.
Ротор компрессора состоит из нескольких рядов профилированных рабочих лопаток, расположенных по окружности и последовательно чередующихся вдоль оси вращения. Роторы подразделяют на барабанные, дисковые и барабаннодисковые.
Статор компрессора состоит из кольцевого набора профилированных лопаток, закрепленных в корпусе. Ряд неподвижных лопаток, называемых спрямляющим аппаратом, в совокупности с рядом рабочих лопаток называется ступенью компрессора.
В современных авиационных турбореактивных двигателях применяются многоступенчатые компрессоры, увеличивающие эффективность процесса сжатия воздуха. Ступени компрессора согласуются между собой таким образом, чтобы воздух на выходе из одной ступени плавно обтекал лопатки следующей ступени. Нужное направление воздуха в следующую ступень обеспечивает спрямляющий аппарат. Для этой же цели служит и направляющий аппарат устанавливаемый перед компрессором. В некоторых конструкциях двигателей направляющий аппарат может отсутствовать.
Одним из основных элементов турбореактивного двигателя является камера сгорания, расположенная за компрессором. В конструктивном отношении камеры сгорания выполняются трубчатыми, кольцевыми и трубчато-кольцевыми.Трубчатая (индивидуальная) камера сгорания состоит из жаровой трубы и наружного кожуха, соединенных между собой стаканами подвески. В передней части камеры сгорания устанавливаются топливные форсунки и завихритель, служащий для стабилизации пламени. На жаровой трубе имеются отверстия для подвода воздуха, предотвращающего перегрев жаровой трубы. Поджигание топливо-воздушной смеси в жаровых трубах осуществляется специальными запальными устройствами, устанавливаемыми на отдельных камерах. Между собой жаровые трубы соединяются патрубками, которые обеспечивают поджигание смеси во всех камерах.
Кольцевая камера сгорания выполняется в форме кольцевой полости, образованной наружным и внутренним кожухами камеры. В передней части кольцевого канала устанавливается кольцевая жаровая труба, а в носовой части жаровой трубы-завихрители и форсунки.
Трубчато-кольцевая камера сгорания состоит из наружного и внутреннего кожухов, образующих кольцевое пространство, внутри которого размещаются индивидуальные жаровые трубы.
Для привода компрессора ТРД служит газовая турбина. В современных двигателях газовые турбины выполняются осевыми. Газовые турбины могут быть одноступенчатыми и многоступенчатыми (до шести ступеней). К основным узлам турбины относятся сопловые (направляющие) аппараты и рабочие колеса, состоящие из дисков и расположенных на их ободах рабочих лопаток. Рабочие колеса крепятся к валу турбины и образуют вместе с ним ротор. Сопловые аппараты располагаются перед рабочими лопатками каждого диска. Совокупность неподвижного соплового аппарата и диска с рабочими лопатками называется ступенью турбины. Рабочие лопатки крепятся к диску турбины при помощи елочного замка.
Выпускное устройство состоит из выпускной трубы внутреннего конуса, стойки и реактивного сопла. В некоторых случаях из условий компоновки двигателя на самолете между выпускной трубой и реактивным соплом устанавливается удлинительная труба. Реактивные сопла могут быть с регулируемым и нерегулируемым выходным сечением.
В отличие от поршневого двигателя рабочий процесс в газотурбинных двигателях не разделен на отдельные такты, а протекает непрерывно.Принцип работы турбореактивного двигателя заключается в следующем. В полете воздушный поток, набегающий на двигатель, проходит через входное устройство в компрессор. Во входном устройстве происходит предварительное сжатие воздуха и частичное преобразование кинетической энергии движущегося воздушного потока в потенциальную энергию давления. Более значительному сжатию воздух подвергается в компрессоре. В турбореактивных двигателях с осевым компрессором при быстром вращении ротора лопатки компрессора, подобно лопастям вентилятора, прогоняют воздух в сторону камеры сгорания. В установленных за рабочими колесами каждой ступени компрессора спрямляющих аппаратах вследствие диффузорной формы межлопаточных каналов происходит преобразование приобретенной в колесе кинетической энергии потока в потенциальную энергию давления.
В двигателях с центробежным компрессором сжатие воздуха происходит за счет воздействия центробежной силы. Воздух, входя в компрессор, подхватывается лопатка быстро вращающейся крыльчатки и под действием центробежной силы отбрасывается от центра к окружности колеса компрессора. Чем быстрее вращается крыльчатка, тем большее давление создается компрессором.
Благодаря компрессору ТРД могут создавать тягу при работе на месте.Воздух, сжатый во входном устройстве и компрессоре, далее поступает в камеру сгорания, разделяясь на два потока. Одна часть воздуха (первичный воздух), составляющая 25—35% от общего расхода воздуха, направляется непосредственно в жаровую трубу, где происходит основной процесс сгорания. Другая часть воздуха (вторичный воздух) обтекает наружные полости камеры сгорания, охлаждая последнюю, и на выходе из камеры смешивается с продуктами сгорания, уменьшая температуру газовоздушного потока до величины, определяемой жаропрочностью лопаток турбины. Незначительная часть вторичного воздуха через боковые отверстия жаровой трубы проникает в зону горения.
Таким образом, в камере сгорания происходит образование топливо-воздушной смеси путем распыливания топлива через форсунки и смешения его с первичным воздухом, горение смеси и смешение продуктов сгорания со вторичным воздухом. При запуске двигателя зажигание смеси осуществляется специальным запальным устройством, а при дальнейшей работе двигателя топливо-воздушная смесь поджигается уже имеющимся факелом пламени.
Образовавшийся в камере сгорания газовый поток, обладающий высокой температурой и давлением, устремляется на турбину через суживающийся сопловой аппарат. В каналах соплового аппарата скорость газа резко возрастает до 450—500 м/сек и происходит частичное преобразование тепловой (потенциальной) энергии в кинетическую. Газы из соплового аппарата попадают на лопатки турбины, где кинетическая энергия газа преобразуется в механическую работу вращения турбины. Лопатки турбины, вращаясь вместе с дисками, вращают вал двигателя и тем самым обеспечивается работа компрессора.
В рабочих лопатках турбины может происходить либо только процесс преобразования кинетической энергии газа в механическую работу вращения турбины, либо еще и дальнейшее расширение газа с увеличением его скорости. В первом случае газовая турбина называется активной, во втором - реактивной. Во втором случае лопатки турбины, помимо активного воздействия набегающей газовой струи, испытывают и реактивное воздействие за счет ускорения газового потока.Окончательное расширение газа происходит в выходном устройстве двигателя (реактивном сопле). Здесь давление газового потока уменьшается, а скорость возрастает до 660-650 м/сек (в земных условиях).Таким образом, потенциальная энергия продуктов сгорания в двигателе преобразуется в кинетическую энергию в процессе расширения (в турбине и выходном сопле). Часть кинетической энергии при этом идет на вращение турбины, которая в свою очередь вращает компрессор, другая часть - на ускорение газового потока (на создание реактивной тяги).
Стремление повысить тяговый коэффициент полезного действия ТРД на больших дозвуковых скоростях полета привело к созданию турбореактивных двухконтурных двигателей (ТРДД).
poisk-ru.ru
Турбореактивный двигатель содержит компрессор, приводимый во вращение редуктором числа оборотов, который, в свою очередь, приводится во вращение валом турбины. Редуктор числа оборотов содержит планетарную шестерню, жестко закрепленную на валу турбины, коронную шестерню, жестко закрепленную на компрессоре, и сателлитные шестерни, входящие в зубчатое зацепление с планетарной шестерней и коронной шестерней и установленные на сателлитной раме, выполненной заодно с картером двигателя. Сателлитные шестерни содержат геликоидальные зубья, взаимодействующие с геликоидальными зубьями коронной шестерни таким образом, что редуктор воздействует на коронную шестерню осевыми нагрузками, частично компенсирующими осевые нагрузки, создаваемые компрессором. Средние положения коронной шестерни и планетарной шестерни смещены в осевом направлении по отношению к сателлитным шестерням. Изобретение позволит уменьшить осевые нагрузки, действующие на опорные подшипники. 1 з.п.ф-лы, 3 ил.
Настоящее изобретение касается области двухконтурных турбореактивных авиационных двигателей.
В частности, оно касается турбореактивного двигателя, содержащего компрессор, приводимый во вращение редуктором числа оборотов, который, в свою очередь, приводится во вращение валом турбины, при этом указанный редуктор числа оборотов содержит планетарную шестерню, жестко закрепленную на валу турбины, коронную шестерню, жестко закрепленную на компрессоре, и сателлитные шестерни, входящие в зубчатое зацепление с планетарной шестерней и коронной шестерней и установленные на сателлитной раме, выполненной заодно с конструкцией двигателя.Для получения более высокого давления в авиационных двигателях все больше увеличивают диаметр всасывающего отверстия. Вследствие этого увеличивается размер лопаток, вместе с тем он должен соответствовать критерию критической скорости на конце лопатки. Поскольку этот критерий является произведением радиуса компрессора на скорость его вращения, то, следовательно, если хотят увеличить радиус при сохранении постоянной круговой скорости концов лопаток, необходимо уменьшить скорость вращения компрессора. По этой причине между валом турбины и валом компрессора устанавливают редуктор числа оборотов, (см. книгу Вьюнова С.А. и др. Конструкция и проектирование авиационных газотурбинных двигателей. М.: Машиностроение, 1989, стр. 489, рис. 11.1.д. и стр. 490).Однако аэродинамические усилия, создаваемые при наклоне лопаток компрессора, приводят к осевым нагрузкам, действующим на опорные подшипники и конструкцию двигателя. При увеличении диаметра компрессора эти нагрузки многократно возрастают и становятся критическими. Действительно, увеличивается масса и диаметр воспринимающих эти нагрузки опорных подшипников, что создает проблемы для их интегрирования в двигатель.Настоящее изобретение предлагает турбореактивный двигатель упомянутого выше типа, в котором уменьшены осевые нагрузки, действующие на опорные подшипники.В изобретении эта задача становится разрешимой благодаря тому, что сателлитные шестерни содержат геликоидальные зубья, взаимодействующие с геликоидальными зубьями коронной шестерни, которая жестко закреплена на компрессоре, при этом редуктор создает на коронной шестерне осевые нагрузки, которые частично компенсируют осевые нагрузки, создаваемые компрессором.Размеры опорных подшипников компрессора необходимо выбирать таким образом, чтобы они воспринимали разницу между осевыми нагрузками, создаваемыми компрессором, и осевыми нагрузками, создаваемыми редуктором.Создание осевых нагрузок на периферии редуктора приводит к возникновению опрокидывающего момента на уровне каждой сателлитной шестерни. Для того чтобы компенсировать этот опрокидывающий момент, создают противодействующий момент с радиальными нагрузками, возникающими при зацеплении между сателлитными шестернями, с одной стороны, и коронной и планетарной шестернями, с другой стороны, путем осевого смещения между средними положениями коронной шестерни и планетарной шестерни.В предпочтительном варианте геликоидальные зубья сателлитных шестерен взаимодействуют с геликоидальными зубьями планетарной шестерни для того, чтобы редуктор создавал на планетарной шестерне осевые нагрузки, которые частично компенсируют осевые нагрузки, создаваемые ведущей турбиной.Таким образом, нагрузки, воспринимаемые опорными подшипниками турбины, значительно сокращаются.Итак, сателлитные шестерни создают на коронной шестерне первые осевые нагрузки, а на планетарной шестерне - вторые осевые нагрузки противоположного направления, практически равные первым осевым нагрузкам, при этом их результирующая, воздействующая на оси сателлитных шестерен, практически ничтожна.Другие преимущества и отличительные признаки настоящего изобретения будут более очевидны из нижеследующего описания, приведенного в качестве примера, и со ссылками на прилагаемые чертежи, на которых:Фиг.1 - схематическое изображение двухконтурного турбореактивного двигателя в соответствии с настоящим изобретением.Фиг.2 - изображение турбореактивного двигателя, показанного на фиг.1, в полуразрезе по плоскости, проходящей через ось вращения.Фиг.3 - схема приложения сил в элементах редуктора.На фиг.1 по оси XX показан двухконтурный турбореактивный двигатель, содержащий спереди внутреннего картера 11 двигателя компрессор 12, находящийся внутри внешнего кольцевого картера 14, который вместе с внутренним картером 11 определяет кольцевой канал 15, который пересекают распорные балки 13, соединяющие между собой картеры 11 и 14.Воздух, нагнетаемый лопатками компрессора 12, разделяется на два потока: вторичный поток, проходящий через кольцевой канал 15, и первичный поток, проходящий через двигатель. Первичный поток сжимается в компрессорном отсеке 16, а затем смешивается с топливом, после чего сгорает в камере сгорания 17. Горячие горючие газы проходят через турбинный отсек 18, который вращает компрессорный отсек 16 и компрессор 12, а затем выходят через хвостовую трубу 19.Как показано более наглядно на фиг. 2, лопатки 12а компрессора 12 установлены на ободе 20 ротора, приводимого во вращение валом 21 компрессора. Вал 21 компрессора приводится во вращение валом 22 турбины через редуктор числа оборотов 23. Вал 21 компрессора и вал 22 турбины вращаются в противоположных направлениях.Редуктор числа оборотов 23 содержит планетарную шестерню 24 по оси XX, установленную и жестко закрепленную на валу 22 турбины, сателлитные шестерни 25, установленные на осях 26, закрепленных на сателлитной раме 27, выполненной заодно с внутренним картером 11, и коронную шестерню 28, охватывающую сателлитные шестерни 25. Коронная шестерня 28 установлена во внутреннем расточенном отверстии вала 21 компрессора.Сателлитные шестерни 25 установлены между планетарной шестерней 24 и коронной шестерней 28 и входят в зацепление с последними при помощи геликоидальных зубьев. Осевой размер зубьев сателлитных шестерен 25 значительно превышает осевой размер зубьев планетарной шестерни 24 и коронной шестерни 28. Коронная шестерня 28 входит в зацепление с выходными зубьями сателлитных шестерен 25, а планетарная шестерня 24 входит в зацепление с входными зубьями сателлитных шестерен 25, при этом понятия
входной и выходной определяются по отношению к направлению потока газов, проходящих через компрессор 12.Геликоидальные зубья сателлитных шестерен 25 направлены таким образом, что во время работы сателлитные шестерни 25 воздействуют на коронную шестерню 28 осевой силой F2 (см. фиг.3), направленной к выходу потока, а на планетарную шестерню 24 - осевой силой F3, направленной к входу потока. В предпочтительном варианте осевые силы F2 и F3 должны иметь одинаковое значение, чтобы результирующая этих двух сил, воспринимаемая осями 26, была минимальной.Осевая сила F2 имеет направление, противоположное осевой силе F1, создаваемой компрессором 12. Ссылкой F'1 обозначена результирующая этих двух сил, которая воспринимается опорным подшипником 30, установленным между валом 21 компрессора и внутренним картером 11, и опорным подшипником 31, установленным между валом 21 компрессора и входным концом вала 22 турбины. Осевая сила F3 направлена противоположно осевой силе F4, создаваемой турбиной, приводящей в движение вал 22 турбины.Коронная шестерня 28 и планетарная шестерня 24 противодействуют сателлитным шестерням 25 осевыми силами F'2 и F'3, равными и противоположными по направлению силам F2 и F3 и создающими опрокидывающий момент, действующий на каждую из сателлитных шестерен 25. Ссылками F5 и F6 обозначены радиальные силы, возникающие на уровне зубчатых зацеплений и компенсирующие опрокидывающий момент, создаваемый осевыми силами F2 и F3. Силы F5 и F6, которые, как правило, равны между собой и противоположны по направлению, тем меньше по значению, чем больше осевое смещение Е между средними положениями планетарной шестерни 24 и коронной шестерни 28.Преимущество настоящего изобретения заключается в значительном уменьшении осевых нагрузок, воздействующих на опорные подшипники компрессора 12, что позволяет выполнять опорные подшипники размерами и массой в пределах, обеспечивающих простоту их установки в двигателе.Кроме того, при помощи планетарного редуктора становится возможным компенсировать осевые нагрузки F4, порождаемые турбиной, и за счет этого уменьшить размеры и массу опорных подшипников турбины.Формула изобретения
1. Турбореактивный двигатель, содержащий компрессор (12), приводимый во вращение редуктором числа оборотов (23), который, в свою очередь, приводится во вращение валом (22) турбины, при этом указанный редуктор числа оборотов (23) содержит планетарную шестерню (24), жестко закрепленную на валу турбины (22), коронную шестерню (28), жестко закрепленную на компрессоре (12), и сателлитные шестерни (25), входящие в зубчатое зацепление с планетарной шестерней (24) и с коронной шестерней (28) и установленные на сателлитной раме (27), выполненной заодно с картером (11) двигателя, при этом сателлитные шестерни (25) содержат геликоидальные зубья, взаимодействующие с геликоидальными зубьями коронной шестерни (28) таким образом, что редуктор (23) воздействует на коронную шестерню (28) осевыми нагрузками, частично компенсирующими осевые нагрузки, создаваемые компрессором (12), отличающийся тем, что средние положения коронной шестерни и планетарной шестерни смещены в осевом направлении по отношению к сателлитным шестерням.2. Турбореактивный двигатель по п.1, отличающийся тем, что геликоидальные зубья сателлитных шестерен взаимодействуют с геликоидальными зубьями планетарной шестерни таким образом, чтобы редуктор воздействовал на планетарную шестерню осевыми нагрузками, частично компенсирующими осевые нагрузки, создаваемые турбиной, приводящей в движение вал турбины.РИСУНКИ
Рисунок 1, Рисунок 2, Рисунок 3www.findpatent.ru
Турбореактивный двигатель содержит соосно последовательно установленные в корпусе регулируемый воздухозаборник, осевой компрессор и газовую турбину, а также камеру сгорания и реактивное сопло. Роторы осевого компрессора и газовой турбины укреплены на валах, связанных между собой зубчатым механизмом реверсирования. Зубчатый механизм реверсирования выполнен в виде планетарного редуктора. Ведущее зубчатое колесо планетарного редуктора, закрепленное на валу турбины, связано косозубым зацеплением с автономно расположенными в неподвижных опорах сателлитными шестернями. Торцевая ступень сателлитных шестерней кинематически замкнута с закрепленным на обойме вала компрессора ведомым зубчатым колесом внутреннего зацепления, образуя косозубую передачу противоположного направления вышеупомянутой косозубой передачи ведущее колесо - сателлитные шестерни. Изобретение обеспечивает повышение ресурса турбореактивного двигателя. 2 ил.
Изобретение относится к турбореактивным двигателям летательных аппаратов с газовой турбиной, приводящей в действие компрессор, роторы которых имеют встречное направление вращения.
Уровень техники данной области характеризует выбранный в качестве наиболее близкого аналога по технической сущности и числу совпадающих признаков турбореактивный двигатель летательных аппаратов, описанный в патенте RU 2151900 С1, F 02 K 3/00, F 01 D 1/30, 2000 г., который содержит установленные соосно последовательно в корпусе регулируемый воздухозаборник, осевой компрессор и газовую турбину, роторы которых укреплены на связанных через зубчатый механизм реверсирования валах, а также камеру сгорания и реативное сопло.
Особенностью известного турбореактивного двигателя является соизмеримость масс компрессора и турбины.
Механизм реверсирования, который обеспечивает безынерционные синхронные изменения направлений вращения кинематически связанных компрессора и турбины, необходимые для пилотирования и маневрирования летательного аппарата, выполнен в виде зубчатого конического многозвенника, вал сателлитов которого установлен в неподвижных опорах корпуса.
Валы осевого компрессора и газовой турбины выполнены полыми, внутри которых коаксиально помещена несущая ось, опирающаяся обоими концами на пилоны корпуса, распределенно воспринимающая без перегрузки элементов опоры и вращения роторов компрессора и турбины несимметричные аэродинамические нагрузки при полете.
Эта дополнительная неподвижная центральная ось турбокомпрессора имеет динамическую автономность, при которой несимметричные аэродинамические нагрузки в полете, пилотировании и маневрировании распределенно воспринимается ею без перегрузки элементов опор при вращении роторов компрессора и турбины.
Этот турбореактивный двигатель характеризуется стабильностью стационарного режима работы, так как в нем минимизированы динамические нагрузки центробежных сил моментов инерции встречно вращающихся соизмеримых масс компрессора и турбины, что улучшает управляемость летательного аппарата при нестационарных воздействиях знакопеременных нагрузок внешних аэродинамических сил пилотирования.
Однако к недостаткам известного двигателя следует отнести следующие: функциональную ненадежность на кратно повышенных оборотах, низкий ресурс работы, большие габариты и масса механизма реверсирования.
Кроме того, подбор компрессора и турбины, имеющих соизмеримые массы, ограничивает практическое использование механизма реверсирования в разнообразных конструкциях авиадвигателей.
Зубчатый многозвенник механизма реверсирования рассчитан на обороты 15-18 тыс. в минуту, а на высокооборотных турбореактивных двигателях (25-100 тыс. об/мин) ресурс по дальности и времени его работы ограничен, так как быстро термомеханически разрушатся зубчатые зацепления. Усталостное разрушение зубьев происходит из-за превышения допускаемых напряжений изгиба и контактных.
Кинематически сложная связь механизма реверсирования с автономным устройством динамической разгрузки турбокомпрессора, включающим протяженную несущую ось, опирающуюся на узлы вращения силовых роторов компрессора и турбины, определяет его большие габариты, лимитированные в летательных аппаратах.
Функциональная и эксплуатационная ненадежность вызвана усталостными напряжениями от радиальных нагрузок на пилоны и корпус летательного аппарата по причине неизбежных люфтов в зубчатых зацеплениях механизма реверсирования, учитывая температурные деформации в динамике его работы.
Задачей, на решение которой направлено настоящее изобретение, является устранение отмеченных недостатков для повышения ресурса работы двигателя, его функциональной надежности и расширения технологических возможностей.
Требуемый технический результат достигается тем, что в известном турбореактивном двигателе, содержащем соосно последовательно установленные в корпусе регулируемый воздухозаборник, осевой компрессор и газовую турбину, роторы которых укреплены на валах, связанных между собой зубчатым механизмом реверсирования, а также камеру сгорания и реактивное сопло, согласно изобретению зубчатый механизм реверсирования выполнен в виде планетарного редуктора, ведущее зубчатое колесо которого, закрепленное на валу турбины, связано косозубым зацеплением с автономно расположенными в неподвижных опорах сателлитными шестернями, торцевая ступень которых кинематически замкнута с закрепленными на обойме вала компрессора ведомым зубчатым колесом внутреннего зацепления, образуя косозубую передачу противоположного направления вышеупомянутой косозубой передачи ведущее колесо - сателлитные шестерни.
Отличительные признаки обеспечили повышение функциональной надежности и ресурса работы двигателя на кратно увеличенных оборотах при упрощении конструкции компактного механизма реверсирования.
Выполнение зубчатого механизма реверсирования в виде планетарного редуктора оригинальной и компактной конструкции представляет собой самодостаточную замкнутую систему автоматического изменения направлений вращения турбины и компрессора при компенсации развиваемых ими гиромоментов, противно направленных осевых и радиальных усилий, что снижает нагрузки на органы управления летательного аппарата и практически исключает динамическое нагружение его корпуса энергией турбокомпрессора при пилотировании и маневрировании.
Кинематическая связь рабочих валов турбины и компрессора посредством двух встречно направленных кососубых передач позволяет взаимно компенсировать осевые смещения силовых агрегатов, массы которых могут быть несоизмеримы, что достигается адекватным подбором углов наклона их зубьев.
Косозубые передачи за счет плавного перераспределения передаваемой нагрузки постепенно по нескольким зубьям позволили повысить нагрузочную способность реверсивного редуктора и соответственно ресурс его работы. При этом следует учитывать, что передаваемая мощность от вала турбины (до 4000 кВт), уменьшая динамические нагрузки, кратно распределяется на сателлитные шестерни и полностью воспринимается валом компрессора через жестко связанное с ним ведомое колесо внутреннего зацепления с торцевой ступенью, закрепленной на сателлитных шестернях.
Изобретение позволило исключить громоздкие детали и узлы механизма реверсирования, высвободив полезный объем летательного аппарата, и упростить его конструкцию, что уменьшило число форсунок распыла воздушно-масляной смеси для смазки и охлаждения кинематических пар. Мизерные габариты предложенного планетарного механизма реверсирования позволяют разместить его в свободном объеме под камерой сгорания.
Следовательно, каждый существенный признак необходим, а их совокупность в устойчивой взаимосвязи являются достаточными для достижения новизны качества, неприсущей признакам в разобщенности, то есть решения поставленной в изобретении задачи.
Сущность изобретения поясняется чертежами, где изображены:
на фиг.1 - схематично предлагаемый газотурбинный двигатель;
на фиг.2 - планетарный редуктор реверсирования в разрезе.
Предложенный двигатель содержит последовательно установленные в корпусе 1 (фиг.1) регулируемый воздухозаборник 2, осевой компрессор 3, кольцевую камеру 4 сгорания и газовую турбину 5, образующие турбокомпрессор, выходное устройство 6 с реактивным регулируемым соплом 7 и форсажную камеру 8 между ними.
Ротор 9 осевого компрессора 3, несущие рабочие лопатки 10 которого расположены между неподвижными лопатками 11 (сопловой аппарат) корпуса 1, укреплен в радиальном подшипнике 12 опоры 13, а другим концом связан посредством шлицевого соединения с валом 14.
Ротор 15 турбины 5 с лопатками 16 установлен во втулке 17 корпуса 18 подшипника 19, а вторым концом связан с валом 20.
Вал 20 турбины 5 с валом 14 компрессора 3 кинематически связаны между собой посредством планетарного редуктора (фиг.2).
На валу 20 турбины 5 в шлицах жестко закреплено зубчатое ведущее колесо 21, которое посредством косозубого зацепления (угол наклона линии зуба 14°) связано с 4-я равнораспределенными сателлитными шестернями 22.
Сателлитные шестерни 22 смонтированы автономно в радиально-упорных и радиальных подшипниках 23 и 24 соответственно, которые установлены в неподвижных опорах 25, 26 корпуса (условно не показан).
Сателлитные шестерни 22 имеют жестко закрепленную торцевую зубчатую ступень 27, сопряженную с ведомым колесом 28 внутреннего зацепления, образуя косозубую передачу (углом наклона линии зуба 18°), направление которой противоположно направлению косозубой передачи ведущее колесо 21 - сателлитные шестерни 22.
Таким образом, сателлитные шестерни 22 имеют ступенчатую форму: собственно вал шестерни 22 и торцевую ступень 27, наклон линий зубьев на которых выполнен противоположного направления, обеспечивая тем самым жесткую кинематическую связь ведущего и ведомого колес 21 и 28 в силовом и геометрическом замыкании.
С увеличением угла наклона линии зуба плавность зацепления и нагрузочная способность передачи увеличиваются, но при этом увеличивается и тормозящая осевая сила, поэтому в косозубых передачах оптимизирован этот угол в диапазоне 7-20°.
Углы наклона зуба обеих передач (21-22) и (27-28) взаимосвязаны и рассчитываются в соответствии с передаваемыми оборотами и мощностями, а также зависят от соотношения масс турбины 5 и компрессора 3.
Ведомое зубчатое колесо 28 жестко связано с обоймой 29, которая закреплена в шлицах на валу 14 компрессора 3.
Работает турбореактивный двигатель следующим образом.
Набегающий поток воздуха тормозится в воздухозаборнике 2, что особенно важно в условиях сверхзвуковых скоростей полета, при этом давление и температура воздуха повышаются, а скорость потока падает.
С ростом скорости полета сжатие воздуха от скоростного напора возрастает, что компенсируется увеличением проходного сечения воздухозаборника 2 для торможения потока воздуха в так называемом диффузоре. В воздухозаборнике 2 создается достаточно равномерный поток воздуха на входе в компрессор 3.
Далее воздух, поступающий в компрессор 3, сжимается и нагнетается в камеру 4 сгорания за счет вращения лопаток 10 компрессора 3 от турбины 5. Здесь происходит повышение давления воздуха от взаимодействия вращающихся рабочих лопаток 10 ротора 9 и неподвижных лопаток 11 корпуса 1 - спрямляющих аппаратов при непрерывном и равномерном потоке на выходе в компрессор 3.
Вращающиеся рабочие лопатки 10, воздействуя на поток, передают ему энергию, подведенную к валу 14 компрессора 3 от вала 20 турбины 5 через зубчатый планетарный редуктор, при этом воздух по межлопаточным каналам 10-11 движется, сжимаясь.
Затем в камере 4 сгорания происходит воспламенение топлива при достаточном окислении воздухом, продукты сгорания нагреваются до температуры 1200-1500°С и подаются на лопатки 16 турбины 5. В камеру 4 сгорания воздух подается в отношении к топливу как 15:1, обеспечивая устойчивость процесса сгорания относительно бедной воздушно-топливной смеси, стехиометрический состав (17:1) которой создается подмешиванием воздуха к продуктам сгорания за выходом из камеры 4 сгорания на выходе в форсажную камеру 8 для обеспечения заданного поля температур газа и создания дополнительной тяги двигателя.
Кольцевая камера 4 сгорания характеризуется малым числом деталей и компактностью, снижая вес двигателя, она служит силовой системой турбокомпрессора, являясь дополнительной промежуточной опорой для несущего планетарного зубчатого редуктора, увеличивая конструкционную жесткость двигателя, разгружая роторы 9 и 15 соответственно компрессора 3 и турбины 5.
В лопатках 16 газовой турбины 5 потенциальная энергия газа, полученная при сжатии воздуха в компрессоре 3 до 16-18 атм и нагреве в нем до температуры 180-200°С, преобразуется в механическую работу вала 20 турбины 5 на выходе из камеры 4 сгорания, которая расходуется на вращение ротора 9 компрессора 3.
Небольшая часть механической работы турбины 5 расходуется на вращение агрегатов обслуживания самого двигателя и летательного аппарата.
Вращение вала 20 ротора 15 турбины 5 последовательно передается через ведущее зубчатое колесо 21, четыре сателлитные шестерни 22, их косозубую ступень 27, ведомое зубчатое колесо 28 внутреннего зацепления и обойму 29 на вал 14 ротора 9 компрессора 3, который вращается при этом с тем же числом оборотов, но в противоположную сторону.
Осевые растягивающие усилия, развиваемые компрессором 3 и турбиной 5, компенсируются в косозубых встречно направленных передачах (21-22) и (27-28), при этом гармонизированные моменты инерции масс компрессора 3 и турбины 5 не создают вредных гиромоментов, потому что взаимно гасятся.
Радиально-упорные подшипники 23 сателлитных шестерен 22 гасят осевые нагрузки от воздействия валов 14 и 20, что обеспечивает их силовое замыкание, а радиальные подшипники 24 воспринимают пульсирующие нагрузки от вращения сателлитных шестерен 22 относительно ведущего зубчатого колеса 21 и косозубой торцевой ступени 27.
Мощность газовой турбины 5 зависит от величины расхода газа через двигатель, температуры газа на входе и степени расширения газа на турбине 5, то есть степени снижения давления газа на выходе по сравнению с давлением газа на ее входе.
В газотурбинном двигателе за счет изменения диаметра выходного сопла 7 возможно влиять на степень расширения газа за турбиной 5. Если выходное сопло 7 открывать, то давление газа за турбиной 5 снижается, а степень его расширения увеличивается, что повышает мощность турбины 5.
В сопле 7 выходного устройства 6 преобразуется часть энергии газа после турбины 5 и форсажной камеры 8 в кинетическую энергию его направленного движения и отвода горячих газов за пределы летательного аппарата. Это преобразование сопровождается уменьшением давления в расширяющемся потоке газа до атмосферного.
Регулирование сопла 7 производится для улучшения дроссельных характеристик, приемистости двигателя, обеспечения устойчивости работы на различных скоростях полета и изменения тяги на форсажном режиме, то есть для улучшения эффективности процессов в самом двигателе.
Предложенное техническое решение турбореактивного двигателя, в компактном самодостаточном реверсивном редукторе которого компенсируются осевые нагрузки и минимизированы центробежные силы встречно вращающихся компрессора и турбины, облегчает пилотирование летательного аппарата при несимметричном аэродинамическом нагружении за счет снижения нагрузок на органы управления, фюзеляж и крылья.
Использование предложенного газотурбинного двигателя с компактным универсальным редуктором реверсирования вращения турбины и компрессора, имеющего увеличенный ресурс работы при передаче повышенной кратно мощности, стабилизирует полет летательного аппарата, улучшает его управляемость.
Проведенный сопоставительный анализ предложенного технического устройства с выявленными аналогами уровня техники, из которого изобретение явным образом не следует для специалиста по двигателям летательных аппаратов, показал, что оно не известно, а с учетом возможности промышленного серийного изготовления турбореактивного двигателя можно сделать вывод о соответствии критериям патентоспособности.
Турбореактивный двигатель, содержащий соосно последовательно установленные в корпусе регулируемый воздухозаборник, осевой компрессор и газовую турбину, роторы которых укреплены на валах, связанных между собой зубчатым механизмом реверсирования, а также камеру сгорания и реактивное сопло, отличающийся тем, что зубчатый механизм реверсирования выполнен в виде планетарного редуктора, ведущее зубчатое колесо которого, закрепленное на валу турбины, связано косозубым зацеплением с автономно расположенными в неподвижных опорах сателлитными шестернями, торцевая ступень которых кинематически замкнута с закрепленным на обойме вала компрессора ведомым зубчатым колесом внутреннего зацепления, образуя косозубую передачу противоположного направления вышеупомянутой косозубой передачи ведущее колесо - сателлитные шестерни.
www.findpatent.ru
Во-первых, давайте посмотрим, как работает тяга. NASA explains it pretty good. Они заключают, что для двигателей с турбовентиляторами «удельная тяга [...] зависит только от разности скоростей, создаваемой двигателем». Если вы думаете об этом, разница в скорости в газе равна dynamic pressure. Итак, сколько толчков двигатель будет генерировать, зависит от того, насколько большой динамический разброс давления он может создать в воздухе между его передней и задней. Двигатель турбовентилятора создает эту разность давлений двумя способами. Одним из них является использование вентилятора для «нажимания» воздуха на спину. Другой - нагрев воздуха, который проходит через его горелку, и выталкивает его из сопла (после прохождения сначала из турбины).
Теперь, на ваш вопрос. Нам нужно увидеть, добавляет ли добавленный RPM добавленный толчок (или если больше тяги требует больше RPM.) Ответ заключается в том, что да, да. Предоставление двигателю большего количества топлива приведет к более быстрому выходу горячих газов из горелки. Это создаст большую динамическую разницу давлений между горелкой и соплом, и турбина будет вращаться быстрее. Мощность от турбины перемещается в вентилятор, который также будет вращаться быстрее, тем самым вытесняя больше воздуха.
См. here для графического описания отсеков двигателя и способа формирования давления между ними.
Как связаны RPM и общая тяга для двигателя турбовентиляторного типа, на диаграмме page four and seven of this document. Там вы также можете найти различные уравнения, описывающие эти графики.
EDIT: Турбореактивный двигатель работает практически так же, но вместо того, чтобы использовать мощность, генерируемую турбиной, главным образом для перемещения вентилятора, он использует его для перемещения только компрессора. Вся его тяга создается из горячих газов, выходящих из сопла.
aviation.stackovernet.com
№ 124244
Класс 60, 22
СССР
ОПИСАНИЕ ИЗОБРЕТЕНИЯ
К АВТОРСКОМУ СВИДЕТЕЛЬСТВУ
Ю. В. Любомудров
РЕГУЛЯТОР ТУРБОРЕАКТИВНОГО ДВИГАТЕЛЯ
Заявлено 10 января 1959 r. за № 616118/25 в Комитет по делам изобретений и открытий при Совете Министров СССР
Опубликовано в «Бюллетене изобретений» № 22 за 1959 г.
Известен регулятор турбореактивного двигателя с рычажными делительными устройствами управления сервомоторами: геометрии и дозирования топлива на режимах запуска, разгона и форсажа, осуществляющий регулирование двигателя по параметрам подобия
Описываемый регулятор турбореактивного двигателя отличается от известных более надежной и простой конструкцией вследствие того, что в нем использован параметр подобия — отношение расхода топлива к приведенным оборотам, при котором исключается необходимость измерения температуры.
Для этого каждый из рычагов управления сервомоторами дозирования топлива при запуске, разгоне и форсаже выполнен воспринимающим одной стороны силу давления топлива и с противоположной — силу давления воздуха перед компрессором, помноженную на число оборотов, а рычаг управления сервомотором геометрии выполнен воспринимающим, кроме перечисленных, силу давления воздуха, за компрессором, помноженную на число оборотов, причем шток сервомотора геометрии воздействует, например, через зубчатые и кулачковые механизмы на положение нажимных роликов, что позволяет изменять коэффициенты в зависимости от давления воздуха.
На чертеже изображена схема регулятора турбореактивного двигателя.
Регулятор состоит из однотипных узлов, разграниченных на чертеже пунктирными линиями: узел I регулирования оборотов, узел Il регулирования геометрии, узел III регулирования разгона и запу,"ка, узел
IV регулирования форсажа.
Узел I регулирования оборотов — обычный с настройкой режима через гидроусилитель при помощи введения клапана 1 (с перекрытием).
Тот же гидроусилитель обеспечивает перемещение штока 2 в зависимости от текущих оборотов двигателя. № 124244
Узел II регулирования геометрии представляет собою рычажную систему с клапаном, управляющим перемещением штанги 8. Рычаг нагружен снизу силой давления топлива при условии наличия линейной зависимости между давлением и расходом топлива, а сверху — суммарной силой давления воздуха перед и за компрессором, помноженной на число оборотов. Умножение осуществляется при помощи ролика, насаженного на шток 2 Изменение передаточных отношений верхних рычагов производится при помощи кулачков, соответственно спрофилированных для обеспечения заданного расположения линий постоянной геометрии по режимам работы двигателя. Положение штанги 3 посредством кулачков, посаженных на вертикальной штанге 4, определяет, положение различных органов геометрии двигателя.
Узел III регулирования разгона и запуска представляет собой аналогичную рычажную систему с множительным устройством, клапан которой управляет подачей топлива. Переменная настройка коэффициента усиления давления воздуха на входе в двигатель обеспечивается при помощи кулачка в зависимости от геометрии двигателя.
Узел IU регулирования форсажа состоит из качалки, приводимой от рычага управления двигателем при дополнительном ходе (этот рычаг при помощи ролика б осуществляет дополнительное открытие створок сопла), и из регулятора форсажного топлива типа того же рычажного устройства. На форсажных режимах этот узел при заданной переменной степени форсирования поддерживает параметры турбокомпрессора равными параметрам на исходных нефорсажных режимах.
Предмет изобретения
Регулятор турбореактивного двигателя с рычажными делительными устройствами управления сервомоторами: геометрии и дозирования топлива на режимах запуска, разгона и форсажа, осуществляющий регулирование двигателя по параметрам подобия, отличающийся тем, что, с целью упрощения конструкции путем использования параметра подобия «отношение приведенного расхода топлива к приведенным оборотам», при котором исключается необходимость в измерении температуры, каждый из рычагов управления сервомоторами дозирования топлива при запуске, разгоне и форсаже выполнен воспринимающим с одной стороны силу давления топлива и с противоположной — силу давления воздуха перед компрессором, помноженную на чмсло оборотов, рычаг управления сервомотором геометрии выполнен воспринимающим, кроме перечисленных, силу давления воздуха за компрессором, помноженную на число оборотов, а шток сервомотора геометрии воздействует, например, через зубчатые и кулачковые механизмы, на положение нажимных роликов, что позволяет изменять коэффициенты в зависимости от давления воздуха.
www.findpatent.ru
