Двухконтурный газотурбинный двигатель состоит из первичного контура, включающего компрессор, камеру сгорания, турбину, и вторичного контура, содержащего вентилятор, смеситель с реактивным соплом, систему регулирования. Вентилятор соединен с электродвигателем и валом двигателя через обгонную муфту, настрой которой определяет нижний предел регулирования оборотов вентилятора. Система регулирования выполнена с возможностью независимого регулирования обоих контуров на режимах прямой и обратной тяги. Режим обратной тяги может быть осуществлен путем изменения направления вращения вентилятора. Изобретение направлено на повышение надежности двигателя, исключает сложную систему реверса в виде створок или ковшей и попадание посторонних частиц за счет изменения направления струи. 1 ил.
Изобретение может быть использовано в авиационной технике и энергетических установках любого типа.
Двухконтурные реактивные двигатели широко распространены в авиации и имеют разные конструктивные решения (см. энциклопедию "Авиация" под ред. Г.П.Свищева, М., 2001 г.). Они применяются на современных пассажирских и транспортных самолетах и имеют хорошие эксплуатационные характеристики. Одним из лучших отечественных двигателей является двухконтурный реактивный двигатель ПС-90А, который применяется на самолетах Ту-204 и Ил-96.
Однако на двухконтурных двигателях сложно решить проблемы совместного регулирования контуров и обеспечить режимы обратной тяги, которые необходимы для сокращения посадочной дистанции самолета.
Целью предлагаемого изобретения является схемное разделение двух контуров, обеспечение независимого регулирования при выполнении режимов прямой и обратной тяги.
Для этого вентилятор вторичного контура соединен с электродвигателем, который электрически соединен с электрогенератором, механически соединенным с коробкой агрегатов первичного контура, при этом управление оборотами роторов первичного и вторичного контуров осуществляется путем подачи топлива в камеру сгорания, тяга образуется за счет истечения струи смеси газов из обоих контуров, а реверс осуществляется путем изменения направления вращения вентилятора.
Предложение поясняется чертежом.
Двигатель состоит из воздухозаборника 1, поддерживающих лопаток 2, вентилятора вторичного контура 3, компрессора первичного контура 4, направляющих лопаток 5, камеры сгорания 6, турбины 7, внутренней обечайки 8, внешней обечайки 9, смесителя 10, вала ротора двигателя 11, створок перепуска с приводом 12, обгонной муфты 13, коробки самолетных агрегатов 14, стартера 15, электрогенератора 16, вала вентилятора 17, электродвигателя 18. Аппаратура топливо- и энергопитания, системы защиты и управления условно не показаны.
Двигатель работает следующим образом.
На земле на режиме запуска к стартеру 15 подается сжатый воздух от внешнего источника и производится раскрутка ротора двигателя 11 и основных агрегатов, связанных с этим ротором (вентилятора 3, ротора компрессора 4, турбины 7). После выхода первичного контура на обороты запуска подается топливо в камеру сгорания 6 и двигатель выводится на обороты малого газа.
После этого включается электропитание двигателя 18 и вентилятор 3 получает возможность независимого регулирования по оборотам: от двигателя 18 через вал 17 и от основного вала 11 через муфту обгона 13. Далее на всех режимах обороты вентилятора 3 регулируются независимо, при этом нижний предел регулирования определяется настройкой муфты обгона 12. Расчетным для согласования режимов работы обоих контуров является крейсерский режим.
Предложение позволяет:
- обеспечить режим реверса путем изменения направления вращения вентилятора 3 путем управления двигателем 18; при этом реверс не связан с изменением направления струи двигателей, а реализуется на лопатках вентилятора;
- исключить сложную систему реверса в виде створок или ковшей и исключить попадание посторонних частиц за счет изменения направления струи;
- повысить надежность двигателя путем дублирования привода вентилятора 3;
- обеспечить на крейсерских режимах тонкое регулирование цикла двигателя за счет независимого регулирования цикла первичного контура и вентилятора.
Некоторое усложнение схемы регулирования и установка электродвигателя 18 полностью компенсируются отмеченными преимуществами.
На предприятии выполнены расчеты, подтверждающие возможность реализации предлагаемой схемы.
Двухконтурный газотурбинный двигатель, состоящий из первичного контура, включающего компрессор, камеру сгорания, турбину, и вторичного контура, содержащего вентилятор, смеситель с реактивным соплом, систему регулирования, отличающийся тем, что вентилятор соединен с электродвигателем и валом двигателя через обгонную муфту, настрой которой определяет нижний предел регулирования оборотов вентилятора, система регулирования выполнена с возможностью независимого регулирования обоих контуров на режимах прямой и обратной тяги, при этом режим обратной тяги может быть осуществлен путем изменения направления вращения вентилятора.
www.findpatent.ru
Двухконтурным турбореактивным двигателем (ТРДД) называется газотурбинный двигатель, основной особенностью которого является создание тяги в двух (обычно соосных) контурах. Первый (внутренний) контур представляет обычный турбореактивный двигатель и состоит из входного устройства, компрессора, камеры сгорания, турбины и выходного устройства (реактивного сопла). Второй (внешний) контур состоит из входного устройства, компрессора (вентилятора), расположенного в кольцевом канале, и выходного устройства. При этом сжатие воздуха в компрессоре второго контура производится за счет затраты части мощности турбины первого контура, т. е. за счет передачи части энергии первого контура во второй контур.
ТРДД могут быть выполнены с раздельным выходом потоков из контуров и со смешением этих потоков в пространстве между турбиной и реактивным соплом (в камере смешения). В первом случае истечение происходит через отдельные реактивные сопла, во втором - через общее реактивное сопло. Например, двигатель Д-30 II серии выполнен со смешением потока газа, выходящего из внутреннего контура, с потоком воздуха, выходящим из наружного контура, и с выходом газов в атмосферу через общее для обоих потоков реактивное сопло.
В настоящее время находят применение две основные конструктивные схемы ТРДД: с передним расположением вентилятора и с задним. В силу ряда преимуществ (меньший диаметральный габарит двигателя, более высокая надежность вентилятора расположенного в зоне низких температур, и др.) более широкое распространение получила схема двигателя с передним расположением вентилятора. ТРДД с передним расположением вентилятора выполняются, как правило, с выходным устройством, общим для обоих контуров.
Принцип работы ТРДД с передним расположением вентилятора заключается в следующем. Весь поступающий в двигатель воздух проходит через общее входное устройство и через компрессор низкого давления (КНД), являющийся общим для обоих контуров, а затем в корпусе разделяется на потоки, движущиеся по внутреннему и наружному контурам. Во входном устройстве и в компрессоре низкого давления происходит увеличение давления и температуры. Поток воздуха, поступающий во внутренний контур, проходит через компрессор высокого давления (КВД), в котором происходит дальнейшее повышение давления и температуры. Из компрессора высокого давления сжатый воздух поступает в камеру сгорания. В камере сгорания осуществляется подогрев воздуха путем сжигания топлива, подаваемого через форсунки. Газовоздушная смесь, обладающая высокими давлением и температурой, поступает в турбины высокого (ТВД) и низкого (ТНД) давлений, в которых происходит расширение и преобразование части энергии газового потока в механическую работу. Эта работа затрачивается на привод компрессора низкого давления, компрессора высокого давления и агрегатов двигателя и летательного аппарата.
Из турбины газовый поток поступает в выходное устройство первого контура и реактивное сопло, где происходит его дальнейшее расширение и создание реактивной тяги, или в камеру смешения, при смешении потоков первого и второго контуров и в общее реактивное сопло.
Воздушный поток, поступающий во внешний контур, двигаясь по кольцевому каналу, поступает в выходное устройство контура или в камеру смешения и в общее реактивное сопло. В реактивном сопле происходит расширение газового потока, его ускорение и создание реактивной тяги.
Источник: http://www.npmavia.ru/
lib-bkm.ru
Газотурбинный двигатель (ГТД, ТРД) — тепловой двигатель, в котором газ сжимается и нагревается, а затем энергия сжатого и нагретого газа преобразуется в механическую работу на валу газовой турбины. В отличие от поршневого двигателя, в ГТД процессы происходят в потоке движущегося газа.
Схема газотурбинного двигателя.
Сжатый атмосферный воздух из компрессора поступает в камеру сгорания, туда же подаётся топливо, которое, сгорая, образует большое количество продуктов сгорания под высоким давлением. Затем в газовой турбине энергия газообразных продуктов сгорания преобразуется в механическую работу за счёт вращения струёй газа лопастей, часть которой расходуется на сжатие воздуха в компрессоре. Остальная часть работы передаётся на приводимый агрегат. Работа, потребляемая этим агрегатом, является полезной работой ГТД.
Простейший газотурбинный двигатель имеет только одну турбину, которая приводит компрессор и одновременно является источником полезной мощности. Это накладывает ограничение на режимы работы двигателя.
Иногда двигатель выполняется многовальным. В этом случае имеется несколько последовательно стоящих турбин, каждая из которых приводит свой вал. Турбина высокого давления (первая после камеры сгорания) всегда приводит компрессор двигателя, а последующие могут приводить как внешнюю нагрузку (винты вертолёта или корабля, мощные электрогенераторы и т.д.), так и дополнительные компрессоры самого двигателя, расположенные перед основным.
Преимущество многовального двигателя в том, что каждая турбина работает при оптимальном числе оборотов и нагрузке. При нагрузке, приводимой от вала одновального двигателя, была бы очень плоха приемистость двигателя, то есть способность к быстрой раскрутке, так как турбине требуется поставлять мощность и для обеспечения двигателя большим количеством воздуха (мощность ограничивается количеством воздуха), и для разгона нагрузки. При двухвальной схеме легкий ротор высокого давления быстро выходит на режим, обеспечивая двигатель воздухом, а турбину низкого давления большим количеством газов для разгона. Также есть возможность использовать менее мощный стартер для разгона при пуске только ротора высокого давления.
 |
| Схема турбореактивного двигателя |
|
В полете поток воздуха тормозится во входном устройстве перед компрессором, в результате чего его температура и давление повышается. На земле во входном устройстве воздух ускоряется, его температура и давление снижаются.
Проходя через компрессор, воздух сжимается, его давление повышается в 10—40 раз, возрастает его температура. Компрессоры газотурбинных двигателей делятся на осевые и центробежные. В наши дни в двигателях наиболее распространены многоступенчатые осевые компрессоры. Центробежные компрессоры, как правило, применяются в малогабаритных силовых установках.
Далее сжатый воздух попадает в камеру сгорания, в так называемые жаровые трубы (имеется более прогрессивная конструкция - кольцевая камера сгорания, не состоящая из отдельных труб, а выполненная цельным кольцевым элементом). В наши дни кольцевые камеры сгорания являются наиболее распространенными. Трубчатые камеры сгорания используются гораздо реже, в основном на военных самолетах. Воздух на входе в камеру сгорания разделяется на первичный, вторичный и третичный. Первичный воздух поступает в камеру сгорания через специальное окно в передней части, по центру которого расположен фланец крепления форсунки и участвует непосредственно в окислении (сгорании) топлива (формировании топливо-воздушной смеси). Вторичный воздух поступает в камеру сгорания сквозь отверстия в стенках жаровой трубы, охлаждая, придавая форму факелу и не участвуя в горении. Третичный воздух подается в камеру сгорания уже на выходе из нее, для выравнивания поля температур. При работе двигателя в передней части жаровой трубы всегда вращается вихрь раскалённого газа (что обусловлено специальной формой передней части жаровой трубы), постоянно поджигающего формируемую топливовоздушную смесь, происходит сгорание топлива (керосина, газа), поступающего через форсунки в парообразном состоянии.
Газовоздушная смесь расширяется и часть её энергии преобразуется в турбине через рабочие лопатки в механическую энергию вращения основного вала. Эта энергия расходуется, в первую очередь, на работу компрессора, а также используется для привода агрегатов двигателя (топливных подкачивающих насосов, масляных насосов и т. п.) и привода электрогенераторов, обеспечивающих энергией различные бортовые системы.
Основная часть энергии расширяющейся газовоздушной смеси идёт на ускорение газового потока в сопле и создание реактивной тяги.
Чем выше температура сгорания, тем выше КПД двигателя. Для предупреждения разрушения деталей двигателя используют жаропрочные сплавы, оснащенные системами охлаждения и термобарьерные покрытия.
Турбореактивный двигатель с форсажной камерой (ТРДФ) — модификация ТРД, применяемая в основном на сверхзвуковых самолётах. Между турбиной и соплом устанавливается дополнительная форсажная камера, в которой сжигается дополнительное горючее. В результате происходит увеличение тяги (форсаж) до 50 %, но расход топлива резко возрастает. Двигатели с форсажной камерой, как правило, не используются в коммерческой авиации по причине их низкой экономичности.
 |
| Схема турбовинтового двигателя |
| 1 — воздушный винт; 2 — редуктор; 3 — турбокомпрессор. |
В турбовинтовом двигателе (ТВД) основное тяговое усилие обеспечивает воздушный винт, соединённый через редуктор с валом турбокомпрессора. Для этого используется турбина с увеличенным числом ступеней, так что расширение газа в турбине происходит почти полностью и только 10—15 % тяги обеспечивается за счёт газовой струи.
Турбовинтовые двигатели гораздо более экономичны на малых скоростях полёта и широко используются для самолётов, имеющих большую грузоподъёмность и дальность полёта. Крейсерская скорость самолётов, оснащённых ТВД, 600—800 км/ч.
Турбовальный двигатель (ТВаД) — модификация ТВД с перпендикулярным расположением ведущего вала. Применяется в вертолётах.
Дальнейшее повышение эффективности двигателей связано с появлением так называемого внешнего контура. Часть избыточной мощности турбины передаётся компрессору низкого давления на входе двигателя.
 |
| Схема турбореактивного двухконтурного двигателя |
| 1 — компрессор низкого давления; 2 — внутренний контур; 3 — выходной поток внутреннего контура; 4 — выходной поток внешнего контура. |
Турбореактивный двухконтурный двигатель (ТРДД) или Двухконтурный турбореактивный двигатель (ДТРД).
Воздушный поток попадает в компрессор низкого давления, после чего часть потока проходит по обычной схеме через турбокомпрессор, а остальная часть (холодная) проходит через внешний контур и выбрасывается без сгорания, создавая дополнительную тягу. В результате снижается температура выходного газа, снижается расход топлива и уменьшается шум двигателя. Отношение количества воздуха, прошедшего через внешний контур, к количеству сгорающего воздуха называется степенью двухконтурности (m). При степени двухконтурности меньше 4 потоки контуров на выходе, как правило, смешиваются и выбрасываются через общее сопло, если m>4 - потоки выбрасываются раздельно, так как из-за значительной разности давлений и скоростей смешение затруднительно.
Двигатели с малой степенью двухконтурности (m<2) применяются для сверхзвуковых самолётов, двигатели с m>2 для дозвуковых пассажирских и транспортных самолётов.
 |
| Схема турбовентиляторного двигателя |
| 1 — вентилятор; 2 — защитный обтекатель; 3 — турбокомпрессор; 4 — выходной поток внутреннего контура; 5 — выходной поток внешнего контура. |
Турбовентиляторный реактивный двигатель (ТВРД) - это ТРДД со степенью двухконтурности m=2—10. Здесь компрессор низкого давления преобразуется в вентилятор, отличающийся от компрессора меньшим числом ступеней и большим диаметром, и горячая струя практически не смешивается с холодной.
Дальнейшим развитием ТВРД с увеличением степени двухконтурности m=20 — 90 является турбовинтовентиляторный двигатель (ТВВД). В отличие от турбовинтового двигателя, лопасти движителя ТВВД имеют саблевидную форму, что позволяет перенаправить часть воздушного потока в компрессор и повысить давление на входе компрессора. Такой движитель получил название винтовентилятор и может быть как открытым, так и закапотированным кольцевым обтекателем. Второе отличие - винтовентилятор приводится от турбины не напрямую, как вентилятор, а через редуктор.
Другие модификации газотурбинных двигателей используются в качестве силовых установок на судах (газотурбоходы), железнодорожном (газотурбовозы) и другом наземном транспорте, а также на электростанциях, в том числе, передвижных, и для перекачки природного газа. Принцип работы практически не отличается от турбовинтовых двигателей.
В газовой турбине с замкнутым циклом рабочий газ циркулирует без контакта с окружающей средой. Нагрев (перед турбиной) и охлаждение (перед компрессором) газа производится в теплообменниках. Такая система позволяет использовать любой источник тепла (например, газоохлаждаемый ядерный реактор). Если в качестве источника тепла используется сгорание топлива, то такое устройство называют турбиной внешнего сгорания. На практике газовые турбины с замкнутым циклом используются редко.
Wikimedia Foundation. 2010.
biograf.academic.ru
Двухконтурный газотурбинный двигатель состоит из первичного контура, включающего компрессор, камеру сгорания, турбину, и вторичного контура, содержащего вентилятор, смеситель с реактивным соплом, систему регулирования. Вентилятор соединен с электродвигателем и валом двигателя через обгонную муфту, настрой которой определяет нижний предел регулирования оборотов вентилятора. Система регулирования выполнена с возможностью независимого регулирования обоих контуров на режимах прямой и обратной тяги. Режим обратной тяги может быть осуществлен путем изменения направления вращения вентилятора. Изобретение направлено на повышение надежности двигателя, исключает сложную систему реверса в виде створок или ковшей и попадание посторонних частиц за счет изменения направления струи. 1 ил. 
Изобретение может быть использовано в авиационной технике и энергетических установках любого типа.
Двухконтурные реактивные двигатели широко распространены в авиации и имеют разные конструктивные решения (см. энциклопедию "Авиация" под ред. Г.П.Свищева, М., 2001 г.). Они применяются на современных пассажирских и транспортных самолетах и имеют хорошие эксплуатационные характеристики. Одним из лучших отечественных двигателей является двухконтурный реактивный двигатель ПС-90А, который применяется на самолетах Ту-204 и Ил-96.
Однако на двухконтурных двигателях сложно решить проблемы совместного регулирования контуров и обеспечить режимы обратной тяги, которые необходимы для сокращения посадочной дистанции самолета.
Целью предлагаемого изобретения является схемное разделение двух контуров, обеспечение независимого регулирования при выполнении режимов прямой и обратной тяги.
Для этого вентилятор вторичного контура соединен с электродвигателем, который электрически соединен с электрогенератором, механически соединенным с коробкой агрегатов первичного контура, при этом управление оборотами роторов первичного и вторичного контуров осуществляется путем подачи топлива в камеру сгорания, тяга образуется за счет истечения струи смеси газов из обоих контуров, а реверс осуществляется путем изменения направления вращения вентилятора.
Предложение поясняется чертежом.
Двигатель состоит из воздухозаборника 1, поддерживающих лопаток 2, вентилятора вторичного контура 3, компрессора первичного контура 4, направляющих лопаток 5, камеры сгорания 6, турбины 7, внутренней обечайки 8, внешней обечайки 9, смесителя 10, вала ротора двигателя 11, створок перепуска с приводом 12, обгонной муфты 13, коробки самолетных агрегатов 14, стартера 15, электрогенератора 16, вала вентилятора 17, электродвигателя 18. Аппаратура топливо- и энергопитания, системы защиты и управления условно не показаны.
Двигатель работает следующим образом.
На земле на режиме запуска к стартеру 15 подается сжатый воздух от внешнего источника и производится раскрутка ротора двигателя 11 и основных агрегатов, связанных с этим ротором (вентилятора 3, ротора компрессора 4, турбины 7). После выхода первичного контура на обороты запуска подается топливо в камеру сгорания 6 и двигатель выводится на обороты малого газа.
После этого включается электропитание двигателя 18 и вентилятор 3 получает возможность независимого регулирования по оборотам: от двигателя 18 через вал 17 и от основного вала 11 через муфту обгона 13. Далее на всех режимах обороты вентилятора 3 регулируются независимо, при этом нижний предел регулирования определяется настройкой муфты обгона 12. Расчетным для согласования режимов работы обоих контуров является крейсерский режим.
Предложение позволяет:
- обеспечить режим реверса путем изменения направления вращения вентилятора 3 путем управления двигателем 18; при этом реверс не связан с изменением направления струи двигателей, а реализуется на лопатках вентилятора;
- исключить сложную систему реверса в виде створок или ковшей и исключить попадание посторонних частиц за счет изменения направления струи;
- повысить надежность двигателя путем дублирования привода вентилятора 3;
- обеспечить на крейсерских режимах тонкое регулирование цикла двигателя за счет независимого регулирования цикла первичного контура и вентилятора.
Некоторое усложнение схемы регулирования и установка электродвигателя 18 полностью компенсируются отмеченными преимуществами.
На предприятии выполнены расчеты, подтверждающие возможность реализации предлагаемой схемы.
Двухконтурный газотурбинный двигатель, состоящий из первичного контура, включающего компрессор, камеру сгорания, турбину, и вторичного контура, содержащего вентилятор, смеситель с реактивным соплом, систему регулирования, отличающийся тем, что вентилятор соединен с электродвигателем и валом двигателя через обгонную муфту, настрой которой определяет нижний предел регулирования оборотов вентилятора, система регулирования выполнена с возможностью независимого регулирования обоих контуров на режимах прямой и обратной тяги, при этом режим обратной тяги может быть осуществлен путем изменения направления вращения вентилятора.
www.freepatent.ru
