Патент на изобретение №2162957
|
||||||||||||||||||||||||||
(54) АВИАЦИОННЫЙ ГАЗОТУРБИННЫЙ ДВИГАТЕЛЬ
(57) Реферат: Авиационный газотурбинный двигатель содержит корпус, входное и сопловое устройства, камеру сгорания, турбокомпрессор, установленный на газовых подшипниках, образованных компрессорными и турбинными цапфами роторов и вкладышами подшипников, закрепленных на корпусе двигателя посредством полых лопаток направляющего, спрямляющего и соплового аппаратов, либо поверхностями ободов, образованных бандажными полками компрессорных или турбинных лопаток и ответными поверхностями элементов корпуса двигателя. Внутри полого ротора турбокомпрессора установлен воздушно-реактивный прямоточный двигатель, корпусом которого является кожух. Кожух закреплен неподвижно на корневых частях полых лопаток направляющего или соплового аппаратов и служит камерой сгорания с возможностью установки на нем блока топливных форсунок, системы зажигания и стабилизаторов пламени. Изобретение позволяет улучшить технико-экономические характеристики, повысить ресурсы надежность двигателя. 1 ил. Изобретение относится к области авиационной и ракетно-космической техники и может быть использовано в двигательных установках летательных аппаратов. Известен авиационный газотурбинный двигатель ГТД [1], содержащий корпус, входное и сопловое устройства, камеру сгорания, турбокомпрессор, установленный на газовых подшипниках. Такая конструкция позволяет выполнить ротор турбокомпрессора полым, исключить систему масляной смазки, что делает его более простым и экономичным. Однако данная конструкция имеет недостаток: в создании силы тяги двигателя не используется полая часть ротора турбокомпрессора. Техническая задача, которую решает заявляемое изобретение – улучшение технико-экономических характеристик, повышение ресурса и надежности двигателя путем совмещения функций газотурбинного и прямоточного воздушно-реактивного двигателей. Поставленная цель достигается тем, что в известном устройстве содержится корпус, входное и сопловое устройства, камера сгорания, турбокомпрессор, установленный на газовых подшипниках, образованных компрессорными и турбинными цапфами роторов и вкладышами подшипников, закрепленных на корпусе двигателя посредством полых лопаток направляющего, спрямляющего и соплового аппаратов, либо поверхностями ободов, образованных бандажными полками компрессорных или турбинных лопаток и ответными поверхностями элементов корпуса двигателя. Внутри полого ротора турбокомпрессора установлен воздушно-реактивный прямоточный двигатель (ПВРД), корпусом которого является кожух, закрепленный неподвижно на корневых частях полых лопаток направляющего или соплового аппаратов. Это дает возможность совместить в едином корпусе ГТД и ПВРД, что обеспечит большую силу тяги двигателя, улучшит его скоростные и высотные характеристики. Сущность изобретения поясняется чертежом, на котором двигатель содержит корпус 1, компрессор 2, камеру сгорания ГТД 3, турбину 4, входное устройство 5, сопло 6, направляющие 7 и сопловые аппараты 8, к корневым частям которых крепится неподвижный жесткий кожух 9, изготовленный из жаропрочной стали служащий корпусом ПВРД, камерой сгорания, газодинамическим трактом и основой для установки элементов: блока топливных форсунок и системы зажигания 10, стабилизаторов пламени 11. Подача топлива в камеру сгорания 10 осуществляется по трубопроводу через полые лопатки направляющего аппарата 7. Двигатель работает следующим образом. В стационарных условиях запускают ГТД, при работе которого осуществляется взлет летательного аппарата, набор высоты и скорости. При достижении потребной сверхзвуковой скорости осуществляют запуск ПВРД. Возможно использование створок для разделения воздушного потока (створки на чертеже не показаны) для рациональной эксплуатации двигателя. Дальнейшая работа двигательной установки проходит либо с участием одного ПВРД, либо одновременно двух двигателей. При уменьшении скорости полета ниже сверхзвуковой ПВРД выводят из работы. Полет с малыми скоростями, в частности посадку летательного аппарата, осуществляют при работе ГТД. Таким образом, предлагаемая конструкция двигателя позволяет совместить достоинства газотурбинного и прямоточного воздушно-реактивного двигателей, улучшить технико-экономические показатели, повысить ресурс и надежность. Формула изобретения
РИСУНКИ
MM4A Досрочное прекращение действия патента Российской Федерации на изобретение из-за неуплаты в установленный срок пошлины за поддержание патента в силе
Дата прекращения действия патента: 07.01.2000
Номер и год публикации бюллетеня: 31-2001
Извещение опубликовано: 10.11.2001
|
||||||||||||||||||||||||||
