Изобретение относится к двухконтурным турбореактивным двигателям авиационного применения, предназначенным для длительной работы при сверхзвуковом полете самолета. Двухконтурный турбореактивный двигатель включает воздухо-воздушный теплообменник в канале наружного контура, а также смеситель и сопло, расположенные на выходе. Теплообменник выполнен секционным и размещен в выемке обтекателя газогенератора с наклоном навстречу потоку воздуха под углом 
=(10-30)° к радиальной плоскости. Смеситель установлен несимметрично относительно горизонтальной оси двигателя со смещением в верхнюю часть канала наружного контура. Выходное сопло на входе выполнено с прямоугольным поперечным сечением. Нижняя стенка сопла выполнена удлиненной относительно верхней, с выпукло-вогнутой трактовой поверхностью на выходе и с соотношением размера удлиненной части нижней стенки к высоте горла сопла 1-5. Изобретение позволяет повысить экономичность двигателя за счет снижения гидравлических потерь в канале наружного контура и снизить уровень шума. 5 ил. 
Изобретение относится к двухконтурным турбореактивным двигателям авиационного применения, предназначенным для длительной работы при сверхзвуковом полете самолета.
Известен двухконтурный турбореактивный двигатель с форсажной камерой, предназначенный для сверхзвукового полета самолета (С.А.Вьюнов. Конструкция и проектирование авиационных газотурбинных двигателей, стр.8, рис.1.3).
Недостатком такой конструкции является повышенный удельный расход топлива на сверхзвуковых режимах полета, так как повышенная тяга двигателя, необходимая для сверхзвукового полета самолета, создается за счет работы форсажной камеры, что приводит к существенному (примерно в два раза) увеличению удельного расхода топлива.
Наиболее близким к заявляемому является двухконтурный турбореактивный двигатель с теплообменником системы охлаждения турбины в канале наружного контура, а также со смесителем, форсажной камерой и соплом на выходе (Патент РФ № 2117804, F02K 3/10, 1998 г.).
Недостатком известной конструкции, принятой за прототип, является повышенный удельный расход топлива из-за повышенных гидравлических потерь, создаваемых воздухо-воздушным теплообменником, загромождающим по высоте весь канал наружного контура. Применение форсажной камеры также существенно увеличивает удельный расход топлива, а сверхзвуковая струя газа на выходе из сопла создает повышенный уровень шума.
Техническая задача, решаемая изобретением, заключается в повышении экономичности двигателя за счет снижения гидравлических потерь в канале наружного контура и снижении уровня шума за счет экранирования высокоскоростной струи газа на выходе из сопла двигателя.
Сущность изобретения заключается в том, что в двухконтурном турбореактивном двигателе с воздухо-воздушным теплообменником в канале наружного контура, а также смесителем и соплом, расположенными на выходе, согласно изобретению теплообменник выполнен секционным и размещен в выемке обтекателя газогенератора с наклоном навстречу потоку воздуха под углом
L - размер удлиненной части нижней стенки;
Н - высота горла сопла.
Выполнение теплообменника секционным и размещение его в выемке обтекателя газогенератора позволяет снизить загромождение канала наружного контура с соответствующим снижением гидравлических потерь, что способствует повышению экономичности двигателя.
Выполнение теплообменника с наклоном навстречу потоку воздуха в канале наружного контура под углом (10-30)° к радиальной плоскости позволяет увеличить расход охлаждающего воздуха из канала наружного контура через корневые сечения матрицы теплообменника, что способствует снижению габаритов теплообменника, уменьшает гидравлические потери в канале наружного контура и повышает экономичность двигателя.
Выполнение смесителя потоков газа внутреннего контура и воздуха наружного контура несимметричным относительно горизонтальной оси двигателя со смещением в верхнюю часть канала наружного контура позволяет экранировать высокоскоростную струю газа из внутреннего контура менее скоростным воздушным потоком наружного контура увеличенной толщины в нижней половине двигателя, что снижает уровень шума двигателя в нижней полусфере при взлете сверхзвукового самолета.
Выполнение выходного сопла с прямоугольным поперечным сечением на выходе, с нижней стенкой, удлиненной относительно верхней стенки и с выпукло-вогнутой трактовой поверхностью на выходе, позволяет обеспечить высокие характеристики сопла на дозвуковых и сверхзвуковых режимах полета при малой массе, а также снизить уровень шума при взлете, так как удлиненная стенка сопла также экранирует нижнюю полусферу.
При L/H<1 увеличивается уровень шума в нижней полусфере, при L/H>5 существенно возрастает масса турбореактивного двигателя.
Изобретение проиллюстрировано следующими фигурами.
На фиг.1 показан продольный разрез двухконтурного турбореактивного двигателя, на фиг.2 - элемент I на фиг.1 в увеличенном виде, на фиг.3 - вид А на фиг.2. На фиг.4 представлен вид Б на фиг.1, а на фиг.5 - сечение В-В на фиг.1.
Двухконтурный турбореактивный двигатель 1 состоит из вентилятора 2 с каналом наружного контура 3 и газогенератора 4 с компрессором высокого давления 5, камерой сгорания 6, турбиной высокого давления 7 и турбиной низкого давления 8. Для смешения потока воздуха 9 из канала наружного контура 3 и потока газа 10 на выходе из газогенератора 4 установлен смеситель 11.
Для повышения надежности турбины высокого давления 7 в канале наружного контура 3 установлен воздухо-воздушный теплообменник 12, который выполнен в виде отдельных секций 13, частично по высоте h размещенных в выемках 14 обтекателя 15 газогенератора 4, что существенно снижает загромождение канала наружного контура 3.
Для повышения эффективности работы корневых сечений 16 матрицы 17 теплообменника 12, последний установлен навстречу потоку воздуха 9 в канале наружного контура 3 под углом =(10-30)° к радиальной плоскости.
Для снижения уровня шума в нижней полусфере при взлете смеситель 11 выполнен несимметричным относительно горизонтальной оси 18 двигателя 1 и смещен в верхнюю половину 19 канала наружного контура 3.
На выходе из двигателя 1 установлено прямоугольное в поперечном сечении сопло 20 с нижней стенкой 21, удлиненной относительно верхней стенки 22, причем трактовая поверхность 23 стенки 21 на выходе 24 выполнена выпукло-вогнутой по оси 25 двигателя 1.
При длительном сверхзвуковом полете необходимая для этих режимов повышенная тяга двигателя 1 обеспечивается без применения форсажных режимов за счет повышения температуры газа перед турбиной высокого давления 7, что могло бы привести к существенному снижению ее ресурса и поломке. Однако этого не происходит, так как воздухо-воздушный теплообменник 12 существенно снижает температуру охлаждающего воздуха на входе в турбину, что понижает температуру наиболее напряженных деталей турбины и повышает ее ресурс. При этом теплообменник 12, выполненный в виде отдельных секций 13, частично размещенных по высоте h в выемках 14 обтекателя 15 газогенератора 4, оказывает минимальное гидравлическое сопротивление потоку воздуха 9 в канале наружного контура 3, что повышает экономичность двигателя 1 на всех режимах полета.
Нижняя удлиненная стенка 21 прямоугольного сопла 20 совместно с выходящим из сопла 20 потоком воздуха 9 увеличенной толщины обеспечивает всережимное расширение в сопле, экранирует нижнюю полусферу от повышенного шума, генерируемого высокоскоростным потоком газа 10, и существенно улучшает экономические и акустические характеристики двигателя 1 на всех режимах полета.
Двухконтурный турбореактивный двигатель с воздухо-воздушным теплообменником в канале наружного контура, а также смесителем и соплом, расположенными на выходе, отличающийся тем, что теплообменник выполнен секционным и размещен в выемке обтекателя газогенератора с наклоном навстречу потоку воздуха под углом =(10-30)° к радиальной плоскости, при этом смеситель установлен несимметрично относительно горизонтальной оси двигателя со смещением в верхнюю часть канала наружного контура, выходное сопло на входе выполнено с прямоугольным поперечным сечением, причем нижняя стенка сопла выполнена удлиненной относительно верхней, с выпукло-вогнутой трактовой поверхностью на выходе и с соотношением L/H=1-5, где L - размер удлиненной части нижней стенки;Н - высота горла сопла.
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.
xzsad.academic.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.
3dic.academic.ru
Использование: в самолетах различного назначения. Сущность изобретения: входной и затурбинный обтекатели установлены с возможностью вращения и снабжены изогнутыми лопатками, периферийные концы которых повторяют профиль соответствующего обтекателя. 1 ил.
Изобретение относится к турбореактивным двигателям, применяемым для самолетов различного назначения.
Известны турбореактивные двигатели [1-3]. Наиболее близким к предлагаемому является двигатель, состоящий из входного диффузора, вентилятора, газогенераторного контура с установленным внутри него компрессором, камерой сгорания, турбиной и вращающимся затурбинным обтекателем, реактивного сопла и наружного контура, подключенного к газогенераторному перед соплом, при этом обтекатель выполнен в виде конусного шнека. Недостаток прототипа состоит в недоиспользовании эксплуатационных возможностей двигателя. Цель изобретения - улучшение эксплуатационных возможностей двигателя. Сущность изобретения состоит в том, что входной и затурбинный обтекатели выполнены лопаточными, что повышает приток воздушных масс к двигателю и ускоренный отвод продуктов сгорания от двигателя, в результате чего тяга двигателя увеличивается. На чертеже изображен предлагаемый двигатель. Двухконтурный турбореактивный двигатель состоит из входного диффузора 1, образованного внутренней частью корпуса двигателя, с внутренним обтекателем 2, выполненным для более интенсивного забора встречных воздушных масс, и изогнутыми лопатками 3, убывающими по внешнему контуру (по очертанию обтекателя 2), вентилятора 4, установленного на входе диффузора 1 и служащего для лучшего забора воздушных масс, увеличиваемого лопатками 3, компрессора 5, установленного за вентилятором 4 и предназначенного для забора воздуха, камер 6 сгорания, при сгорании топлива в которых образуется реактивная сила, газовой турбины 7, установленной за камерами 6 сгорания и увеличивающей тягу двигателя, реактивного сопла 8, которым заканчивается двигатель и через который проходят продукты сгорания, внутреннего контура 9, предназначенного для размещения в нем устройств, обеспечивающих сгорание продуктов сгорания с их выбросом, внешнего контура 10, захватывающего с кольцевым зазором (кольцевой канал) внутренний контур 9 и предназначенного для ускоренного отхода продуктов сгорания с увеличением тяги двигателя, затурбинного обтекателя 11 (заменяющего собой шнек) изогнутые лопатки которого способствуют более интенсивному выбросу продуктов сгорания (из-за большего чем у шнека КПД). Турбореактивный двигатель работает следующим образом. При включении двухконтурного турбореактивного двигателя потоки встречных воздушных масс засасываются в входной диффузор 1 лопатками 3 и более интенсивно подаются на вентилятор 4, после которого поток разделяется на два потока: один поток проходит через внешний контур 10, второй поток - через внутренний контур 9, при выходе из которых оба воздушных потока захватываются выходными изогнутыми лопатками и ускоренно с силой выбрасываются наружу, что в итоге улучшает эксплуатационные возможности двигателя, так как КПД лопаточной турбины составляет 0,9-0,92, а КПД шнековой ступени значительно ниже.Формула изобретения
ДВУХКОНТУРНЫЙ ТУРБОРЕАКТИВНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ, содержащий входной диффузор с обтекателем, вентилятор, газогенераторный контур с установленным внутри него компрессором, камерой сгорания, турбиной и вращающимся затурбинным обтекателем, реактивное сопло и наружный контур, подключенный к газогенераторному перед соплом, отличающийся тем, что обтекатель, расположенный во входном диффузоре, установлен с возможностью вращения, оба обтекателя снабжены изогнутыми лопатками, периферийные концы которых повторяют профиль соответствующего обтекателя.РИСУНКИ
Рисунок 1www.findpatent.ru
