Винтовентиляторный авиационный двигатель
Винтовентиляторный авиационный двигатель содержит турбокомпрессор с корпусом, компрессором, камерой сгорания, выход из которой соединен газовым трактом с турбиной, и двухступенчатый винтовентилятор. Одна ступень винтовентилятора соединена с компрессором через магнитную муфту, а другая ступень винтовентилятора соединена с первой ступенью через реверсивный редуктор. Магнитная муфта содержит полумуфту, установленную в компрессоре, например, на его рабочих лопатках, и ведомую полумуфту, установленную на корпусе турбокомпрессора. 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 электрогенератора и электродвигателя из-за их расположения на небольшом диаметре.
Известен газотурбинный двигатель по патенту Великобритании №1341241, 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 охлаждением 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 электрических машин, экономичности и надежности турбовинтового газотурбинного двигателя.
Решение указанных задач достигнуто за счет того, что винтовентиляторный авиационный двигатель, содержащий турбокомпрессор с корпусом, компрессором, камерой сгорания, выход из которой соединен газовым трактом с турбиной, и двухступенчатый винтовентилятор, отличающийся тем, что одна ступень винтовентилятора соединена с компрессором через магнитную муфту, а другая ступень винтовентилятора соединена с первой ступенью через реверсивный редуктор. Магнитная муфта выполнена на корпусе турбокомпрессора и содержит ведомую полумуфту, установленную в компрессоре, например, на его рабочих лопатках, и ведомую полумуфту, установленную на корпусе турбокомпрессора. Ступени винтовентилятора могут быть размещены внутри обтекателя.
Предложенное техническое решение обладает новизной, изобретательским уровнем и промышленной применимостью, что подтверждается проведенными патентными исследованиями. Для реализации изобретения достаточно применения известных узлов и деталей, ранее разработанных и реализованных в конструкции газотурбинных двигателей и в машиностроении.
Сущность изобретения поясняется на фиг.1…3, 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 6 компрессора 2 соединен с валом 7 турбогенератора 1 (фиг.1 и 2).
Турбовинтовой авиационный газотурбинный двигатель (фиг.1) содержит систему топливоподачи с топливопроводом низкого давления 8, подключенным ко 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 14, опоры 15 и корпус 16, ротор 6 компрессора 2. Кроме того, компрессор 2 содержит направляющие лопатки 17 и образующие (вместе с дисками и валом) ротор 6 рабочие лопатки 18 компрессора.
Турбина 4 содержит статор 19 и ротор 20, который кинематически связан с валом 7 турбокомпрессора 1 и ротором 6 компрессора 2. Кроме того, турбина 4 содержит сопловые аппараты 21 и рабочие лопатки 22 (количество ступеней свободной турбины может быть от одной до нескольких).
Далее находятся опора 23 и выхлопное устройство 5.
В передней части турбокомпрессора 1 установлены две ступени винтовентилятора 24 и 25 (фиг.1 и 2), которые соединены через реверсивный редуктор 26. 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.
Первая ступень винтовентилятора 24 соединена с ротором 6 компрессора 2 посредством магнитной муфты 27, имеющей ведущую полумуфту 28 с ведущими магнитами 29 и ведомую полумуфту 30 с ведомыми магнитами 31. На ведомой полумуфте 30 закреплена первая ступень винтовентилятора 24. Вторая ступень винтовентилятора 25 соединена с первой ступенью винтовентилятора 24 посредством реверсивного редуктора 26 (фиг.2 и 3) и обеспечивает возможность их вращения в противоположные стороны. Противоположное вращение уменьшает рективный момент, действующий на крыло самолета, и гироскопический эффект, создающий радиальные нагрузки на подшипники двигателя.
Ступени винтовентилятора 24 и 25 могут быть установлены внутри обтекателя 32. Это позволит устранить радиальное перетекание воздуха и увеличить КПД двигателя. Кроме того, обтекатель снижает шум двигателя.
Вторая ступень винтовентилятора 25 смонтирована на ступице 33, а первая ступень винтовентилятора 24 смонтирована на ведомой полумуфте 30. Ведомая полумуфта 30 и ступица 33 установлены на подшипниках 34, не менее двух на каждую ступень. В осевом направлении подшипники 34 зафиксированы буртами 35 и 36, выполненными на корпусе турбокомпрессора 16 для передачи осевых сил.
Реверсивный редуктор (фиг.3) содержит ведущую шестерню 37, закрепленную на ведомой полумуфте 30, блок шестерен 38 и ведомую шестерню 39, соединенную со ступицей 33.
При работе винтовентиляторного авиационного газотурбинного двигателя осуществляют его запуск путем подачи электроэнергии на стартер от внешнего источника энергии (на фиг.1…3 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.1…3 электрозапальник не показан). Турбина 4 раскручивается и раскручивает ротор компрессора 6. Через магнитную муфту 27 приводится в действие первая ступень винтовентилятора 24, а внешний источник энергии отключается. Потом через реверсивный редуктор 26 раскручивается вторая ступень винтовентилятора 25. Ступени винтовентилятора 24 и 25 создают дополнительную силу тяги, которая может быть больше силы тяги, создаваемой выхлопным устройством 5.
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 24 и 25 (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 двигателя за счет более рациональной компоновки двигателя, наличия винтовентилятора, дающего дополнительную тягу, отсутствия жесткой кинематической связи между компрессором и винтовентилятором. Это позволило спроектировать оптимальные компрессор, воздушные винты и турбину, например, на разные рабочие обороты и оптимально согласовать их совместную работу.
2. Улучшить надежность винтовентиляторного авиационного 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 и применения более простого реверсивного редуктора между двумя ступенями винтовентилятора.
6. Обеспечить противоположное вращение ступеней винтовентиляторов.
1. Винтовентиляторный авиационный двигатель, содержащий турбокомпрессор с корпусом, компрессором, камерой сгорания, выход из которой соединен газовым трактом с турбиной, и двухступенчатый винтовентилятор, отличающийся тем, что одна ступень винтовентилятора соединена с компрессором через магнитную муфту, а другая ступень винтовентилятора соединена с первой ступенью через реверсивный редуктор.
2. Винтовентиляторный авиационный двигатель по п.1, отличающийся тем, что магнитная муфта содержит полумуфту, установленную в компрессоре, например, на его рабочих лопатках и ведомую полумуфту, установленную на корпусе турбокомпрессора.
3. Винтовентиляторный авиационный двигатель по п.1 или 2, отличающийся тем, что ступени винтовентилятора размещены внутри обтекателя.
