Патент на изобретение №2358138

(54) ВИНТОВЕНТИЛЯТОРНЫЙ АВИАЦИОННЫЙ ГАЗОТУРБИННЫЙ ДВИГАТЕЛЬ

(57) Реферат:

Винтовентиляторный авиационный газотурбинный двигатель содержит турбокомпрессор с корпусом, компрессором, камерой сгорания, выход из которой соединен газовым трактом с турбиной, и винтовентилятор. Винтовентилятор соединен с компрессором через магнитную муфту, которая содержит ведомую полумуфту, установленную в компрессоре, например, на его рабочих лопатках и ведомую полумуфту, установленную на корпусе турбокомпрессора. Компрессор выполнен двухкаскадным с возможностью вращения каскадов в противоположные стороны. Винтовентилятор выполнен двухступенчатым и содержит переднюю и заднюю ступени, выполненные с возможностью вращения в противоположные стороны. Ступени винтовентилятора размещены внутри обтекателя. Изобретение направлено на повышение КПД и надежности авиационного двигателя. 2 з.п. ф-лы, 3 ил.

Изобретение относится к двигателестроению, в том числе к авиационным и стационарным двигателям.

Известна силовая установка по патенту РФ 2189477, которая содержит газотурбинный двигатель – ГТД, газовый тракт, соединяющий этот газотурбинный двигатель со свободной турбиной, и нагрузку в виде электрогенератора, вал которого подсоединен к валу свободной турбины через муфту.

Недостатком этой силовой установки является то, что она имеет низкий КПД, около 20%, что почти в 2 раза меньше, чем у современных дизельных установок.

Недостатками этого двигателя является низкий КПД силовой установки

Известен газотурбинный двигатель по патенту РФ 2252316, который содержит турбокомпрессор, состоящий из компрессора, камеры сгорания и турбины, и не менее двух электрических машин (электрогенератор и электродвигатель, встроенных в турбокомпрессор. Система постоянных магнитов установлена на внутренней поверхности ротора турбокомпрессора, а статор электрической машины установлен на корпусе подшипниковой опоры, т.е. на малом диаметре.

Недостаток – низкая мощность электрических машин из-за их расположения на небольшом диаметре.

Известен газотурбинный двигатель по патенту Великобритании 1341241, включающий турбокомпрессор, состоящий из компрессора, камеры сгорания и турбины, и не менее двух электрических машин (электрогенератор и электродвигатель, встроенных в турбокомпрессор. Система постоянных магнитов установлена на внутренней поверхности ротора турбокомпрессора, а статор электрической машины установлен на корпусе подшипниковой опоры, т.е. на малом диаметре.

Недостатки этого двигателя: очень маленькая мощность электрических машин, связанная с тем, что они размещены на малом диаметре и имеют по одной ступени. Кроме того, возникают проблемы с охлаждение обмоток статора, размещенных внутри двигателя в зоне высоких температур, которая достигает для современных ГТД 1500°С. Большой электрический ток дополнительно нагревает обмотки электрогенератора и электродвигателя и делает проблему их охлаждения практически неразрешимой при расположении обмоток в зоне высоких температур. Такая конструкция применима для использования электрической машины в качестве стартера или в качестве вспомогательного электрогенератора для питания агрегатов газотурбинного двигателя и самолета. Кроме того, газотурбинный двигатель имеет низкий КПД (экономичность) и для его запуска требуется большая мощность стартера из-за инерционности его роторов.

Задачи создания изобретения: повышение мощности магнитной муфты, экономичности и надежности турбовинтового газотурбинного двигателя.

Решение указанных задач достигнуто за счет того, что винтовентиляторный авиационный газотурбинный двигатель, содержащий турбокомпрессор с корпусом, компрессором, камерой сгорания, выход из которой соединен газовым трактом с турбиной, отличается тем, что он содержит винтовентилятор, соединенный с компрессором через магнитную муфту, при этом магнитная муфта содержит ведущую полумуфту, установленную в компрессоре, например, на его рабочих лопатках, и ведомую полумуфту, установленную на корпусе турбокомпрессора. Компрессор может быть выполнен двухкаскадным с возможностью вращения каскадов в противоположные стороны, а винтовентилятор выполнен двухступенчатым и содержит переднюю и заднюю ступени, выполненные с возможностью вращения в противоположные стороны. Ступени винтовентилятора могут быть размещены внутри обтекателя.

Предложенное техническое решение обладает новизной, изобретательским уровнем и промышленной применимостью, что подтверждается проведенными патентными исследованиями.

Сущность изобретения поясняется на фиг.13, где:

на фиг.1 приведена схема винтовентиляторного газотурбинного авиационного двигателя,

на фиг.2 приведена схема двигателя с одной ступенью винтовентилятора,

на фиг.3 приведена схема двигателя с двумя ступенями винтовентилятора.

Предложенное техническое решение (фиг.1) содержит турбокомпрессор 1, содержащий компрессор 2, камеру сгорания 3 и турбину 4 и выхлопное устройство 5. Ротор компрессора 6 соединен с валом 7 (фиг.1 и 2).

Турбовинтовой авиационный газотурбинный двигатель (фиг.1) содержит систему топливоподачи с топливопроводом низкого давления 8, подключенным к входу в топливный насос 9, имеющий привод 10, топливопровод высокого давления 11, вход которого соединен с топливным насосом 9, а выход соединен с кольцевым коллектором 12, кольцевой коллектор 12 соединен с форсунками 13 камеры сгорания 3.

Компрессор 2 содержит статор компрессора 14, опоры 15 и корпус 16 компрессора 2 и ротор 6 компрессора 2. Кроме того, компрессор 2 содержит направляющие лопатки 17 и рабочие лопатки 18, образующие совместно с дисками и валом 7 ротор 6.

Турбина 4 содержит статор 19 и ротор 20, который кинематически связан с валом 7 и ротором 6. Кроме того, турбина 4 содержит сопловые аппараты 21 и рабочие лопатки (количество ступеней свободной турбины может быть от одной до нескольких).

Далее находятся опора 23 и выхлопное устройство 5.

В передней части турбокомпрессора 1 установлен винтовентилятор 24 (фиг.1 и 2). Винтовентилятор – устройство для нагнетания (сжатия) воздуха, занимает промежуточное положение между воздушным винтом и вентилятором. Применительно к авиационным двигателям винтом считается устройство, имеющее от 2-х до 4-х лопастей. Вентилятор имеет значительное число лопаток от 14 до 50 и более, т.е. он практически не отличается от осевого компрессора. Винтовентилятор имеет от 5 до 13 лопаток. Применение воздушного винта позволяет создать авиационный двигатель, имеющий высокую экономичность, но из-за большого диаметра имеет ограничения по скорости полета и создает большой уровень шума. Двухконтурный двигатель с вентилятором позволяет спроектировать ГТД для полетов на сверхзвуковых скоростях, но значительно уступает по экономичности двигателям, имеющим воздушные винты, например турбовинтовым газотурбинным двигателям. Применение винтовентиляторов является новейшим направлением в авиадвигателестроении и позволит объединить положительные свойства двух типов авиационных двигателей, описанных выше, и устранить все недостатки.

Винтовентилятор 24 соединен с ротором 6 посредством магнитной муфты 25. Магнитная муфта 25 содержит ведущую полумуфту 26 с ведущими магнитами 27, установленную в компрессоре 2, например, на его рабочих лопатках, и ведомую полумуфту 28 с ведомыми магнитами 29, установленными на корпусе 16. На ведомой полумуфте 28 закреплен винтовентилятор 24. Такая конструкция магнитной муфты позволила увеличить ее мощность за счет расположения магнитов на максимально возможном диаметре. Это особенно важно для мощных авиационных двигателей, в которых необходимо передать мощность 10…20 МВт.

Возможно применение схемы двигателя с двумя ступенями винтовентилятора, передней 30 и задней 31 (фиг.3), имеющими возможность вращения в противоположные стороны. В этом варианте двигателя компрессор 2 выполнен двухкаскадным (фиг.3), т.е. содержит ротор компрессора низкого давления 32 и ротор компрессора высокого давления 33 соответственно с внутренним валом 34 и внешним валом 35, не связанными кинематически между собой. Роторы 32 и 33 выполнены так, что при работе всегда вращаются в противоположные стороны. Это достигнуто за счет разных углов установки направляющих и рабочих лопаток в обеих каскадах компрессора. Противоположное вращение уменьшает реактивный момент, действующий на крыло самолета, и гироскопический эффект, создающий радиальные нагрузки на подшипники двигателя.

Винтовентиляторы 30 и 31 могут быть установлены внутри обтекателя 36. Это позволит устранить радиальное перетекание воздуха и увеличить КПД двигатели. Кроме того обтекатель снижает шум двигателя.

При работе винтовентиляторного авиационного газотурбинного двигателя осуществляют его запуск путем подачи электроэнергии на стартер от внешнего источника энергии (на фиг.13 не показано). Потом включают привод топливного насоса 10, и топливный насос 9 подает топливо в камеру сгорания 3, точнее в форсунки 13, где оно воспламеняется при помощи электрозапальника (на фиг.13 электрозапальник не показан). Ротор 20 турбины 4 раскручивается и раскручивает ротор компрессора 6. Через магнитные муфты 25 приводятся в действие винтовентиляторы 30 и 31, а внешний источник энергии отключается.

При останове винтовентиляторного авиационного газотурбинного двигателя все операции осуществляются в обратной последовательности. Необходимость в применении тяжелого и дорогостоящего редуктора, который применяется, например, на двигателе НК 12 MB отпадает. Ступени винтовентилятора 30 и 31 (если в схеме двигателя применено две ступени винтовентилятора) вращаются в противоположные стороны с примерно одинаковыми частотами вращения.

Применение изобретения позволило:

1. Повысить КПД винтовентиляторного авиационного газотурбинного двигателя за счет более рациональной компоновки двигателя, наличия винтовентилятора, дающего дополнительную тягу, отсутствия жесткой кинематической связи между компрессором и винтовентилятором.

2. Повысить мощность магнитной муфты за счет ее размещения на максимально возможном диаметре.

2. 2. Улучшить надежность винтовентиляторного авиационного газотурбинного двигателя за счет размещения магнитной муфты вне двигателя в зоне низких температур на компрессоре, предпочтительно ближе к его входу и на максимально возможном диаметре.

3. Облегчить запуск за счет раскрутки только ротора компрессора без раскручивания винтовентилятора.

4. Облегчить условия работы винтовентилятора за счет отсутствия его механической связи с валом турбокомпрессора и возможности их взаимного проскальзывания и работы на различающихся частотах вращения.

5. Уменьшить вес и габариты двигателя за счет отсутствия редуктора между компрессором и винтовентилятором.

6. Обеспечить противоположное вращение ступеней винтовентиляторов без применения редуктора в схеме с двумя ступенями винтовентилятора.

Формула изобретения

1. Винтовентиляторный авиационный газотурбинный двигатель, содержащий турбокомпрессор с корпусом, компрессором, камерой сгорания, выход из которой соединен газовым трактом с турбиной, отличающийся тем, он содержит винтовентилятор, соединенный с компрессором через магнитную муфту, которая содержит ведомую полумуфту, установленную в компрессоре, например, на его рабочих лопатках, и ведомую полумуфту, установленную на корпусе турбокомпрессора.

2. Винтовентиляторный авиационный газотурбинный двигатель по п.1, отличающийся тем, что компрессор выполнен двухкаскадным с возможностью вращения каскадов в противоположные стороны, винтовентилятор выполнен двухступенчатым и содержит переднюю и заднюю ступени, выполненные с возможностью вращения в противоположные стороны.

3. Винтовентиляторный авиационный газотурбинный двигатель по п.1 или 2, отличающийся тем, что ступени винтовентилятора размещены внутри обтекателя.

РИСУНКИ