Турбореактивный двигатель

Турбореактивный двигатель содержит три камеры сгорания с газовоздушными контурами, подключенные к соплам, компрессоры и турбину. Одна камера сгорания расположена между компрессором и турбиной, а две другие - за ней, одна вокруг другой. Воздух во внутреннюю камеру сгорания поступает через окна в турбине от примкнутого к ней центробежного компрессора, который забирает его из внутренней полости, и омывает первую камеру. Изобретение направлено на расширение диапазона работы турбореактивного двигателя и на охлаждение его деталей. 1 ил.

 

Изобретение относится к турбокомпрессорным воздушно-реактивным двигателям, выполненным с несколькими камерами сгорания, предназначено для применения в реактивной авиации.

В корпусе турбореактивного двигателя имеются камера(ы) сгорания, воздухозаборник, спрямляющий аппарат, реактивное сопло, компрессор, турбина, системы питания, зажигания и пуска двигателя.

Известен турбореактивный двигатель, выполненный с турбокомпрессором, тяговым контуром, заслонкой для отбора сжатого воздуха.

Его недостатком считается сложная конструкция.

Источник информации: патент RU №2031233 А.

Наиболее близким устройством к заявленному объекту является трехкамерный турбореактивный двигатель с газовоздушными контурами, подключенными к соплам, с компрессорами и турбиной.

К недостатку надо отнести ненадежную его работу на различных режимах.

Источник информации: патент RU №2213876 С2.

Задача изобретения заключается в том, чтобы, не увеличивая габариты существующей конструкции, создать мощную силовую установку с широким рабочим диапазоном и надежным охлаждением рабочих деталей.

Поставленная задача решается устройством, состоящим из корпуса с тремя камерами сгорания и реактивными соплами, воздухозаборника, компрессора, спрямляющего аппарата, турбины, систем питания и зажигания.

В корпусе турбореактивного двигателя, содержащем три камеры сгорания, расположенные одна между компрессором и турбиной и две - за ней одна вокруг другой, при этом воздух во внутреннюю камеру сгорания поступает через окна в турбине от примкнутого к ней центробежного компрессора, который забирает его из внутренней полости, и омывает первую камеру.

Устройство турбореактивного двигателя поясняется чертежом с рабочими деталями в корпусе 1: воздухозаборник 2, вал 3, осевой компрессор 4, спрямляющий аппарат 5, турбина 6, лопатки 7, центробежный компрессор 8, кожух 9, камера сгорания 10, окна входа 11, окна выхода 12, окна проточной линии 13, окна в турбине 14, окна входа 15 внутренней камеры сгорания 16, реактивное сопло 17, окна входа 18 внешней камеры сгорания 19, сопло 20.

При вращении вала 3 узла ротора воздух следует из воздухозаборника 2 в компрессор 4 со спрямляющим аппаратом 5, через чередующиеся окна 11 и 13 в камеру 10 и во внешнюю и внутреннюю проточные линии, омывая поверхности камеры 10. Из внешней линии воздух через лопатки 7 и окна 18 поступает в камеру 19, где ее рабочие продукты объединяются с продуктами первой камеры 10, а из внутренней проточной линии воздух поступает в центробежный компрессор 8 с кожухом 9 и через окна 14 в турбине 6 и окна входа 15 - во внутреннюю камеру 16. Рабочие продукты камер удаляются через реактивные сопла 17 и 20.

Турбореактивный двигатель, содержащий три камеры сгорания с газовоздушными контурами, подключенные к соплам, компрессоры и турбину, отличающийся тем, что турбореактивный двигатель содержит три камеры сгорания - одну между компрессором и турбиной, а две - одна вокруг другой, при этом воздух во внутреннюю камеру сгорания поступает через окна в турбине от примкнутого к ней центробежного компрессора, который забирает его из внутренней полости, и омывает первую камеру.



 

Похожие патенты:

Способ повышения тяги двухконтурного турбореактивного двигателя, содержащего вентилятор, компрессор, камеру сгорания, турбину высокого давления, турбину низкого давления, сопло внутреннего контура и сопло наружного контура, заключается в том, что в канале наружного контура перед входом в сопло устанавливаются направляющие лопатки, позволяющие получить за срезом сопла внутреннего контура зону пониженного давления, что обеспечивает увеличение скорости истечения из сопла внутреннего контура и возрастание расхода воздуха через двигатель.

Двигательная установка гиперзвукового самолета содержит фюзеляж, воздухозаборник, корпус, компрессора низкого, среднего и высокого давления с роторами, камеру сгорания, установленную за компрессором высокого давления, газовую турбину, первый вал, соединяющий компрессор низкого давления и газовую турбину, реактивное сопло и топливную систему, использующую водород, соединенную с камерой сгорания.

Двигательная установка гиперзвукового самолета содержит мотогондолу, воздухозаборник, корпус, компрессор с ротором компрессора, камеру сгорания, установленную за компрессором и соединенную с ним воздушным трактом, газовую турбину, реактивное сопло и топливную систему, соединенную с камерой сгорания.

Изобретение позволяет улучшить согласование взлетного и крейсерского режимов работы двигателя и повысить топливную экономичность двигателей гражданской и транспортной авиации.

Изобретение относится к передней части (122) разделителя осевой турбомашины, предназначенной для разделения кольцевого потока в турбомашине на первичный поток (118) и вторичный поток (120) для прохождения термодинамического цикла.

Газотурбинный двигатель содержит опору центрального узла, узел зубчатой передачи и гибкую опору. Опора центрального узла образует внутреннюю кольцевую стенку для осевого контура, содержащую первое монтажное средство.

Газотурбинный двигатель содержит опору центрального узла, узел зубчатой передачи и гибкую опору. Опора центрального узла образует внутреннюю кольцевую стенку для осевого контура и содержащую первые элементы шлицевого соединения.

Изобретение относится к газотурбинным силовым установкам пассажирских и грузовых самолетов. .

Двухконтурный турбореактивный двигатель (1), в особенности для летательного аппарата, в котором циркулируют сверху по потоку вниз воздушные потоки, при этом турбомашина (1) проходит в осевом направлении и содержит внутренний корпус (11), межконтурный корпус (12) и наружный корпус (13). Они ограничивают первичный контур (V1) между межконтурным корпусом (12) и внутренним корпусом (11) и вторичный контур (V2) между межконтурным корпусом (12) и наружным корпусом (13). Вращающийся вал (BP) включает в себя выше по потоку подвижный вентилятор (2), который содержит радиальные лопатки (20), свободный конец которых расположен напротив наружного корпуса (13) турбомашины таким образом, что сжимает воздушный поток, по меньшей мере, во вторичном контуре (V2). Множество радиальных лопаток статора (5) с изменяемым углом установки закреплены выше по потоку от подвижного вентилятора (2), так что отклоняет осевой набегающий воздух (F) предварительно перед его спрямлением подвижным вентилятором (2) во вторичном контуре (V2). Двигатель (1) лишен лопаток статора во вторичном контуре (V2) ниже по потоку от подвижного вентилятора. Достигается снижение потребления, снижение массы, ограниченное воздействие звуковых колебаний. 9 з.п. ф-лы, 11 ил.

Авиационная силовая установка содержит турбореактивный двухконтурный двигатель с внешним и внутренним контурами и по меньшей мере один выносной вентиляторный модуль. Выносной вентиляторный модуль имеет корпус с установленными в нем тяговым вентилятором, приводом вентилятора, размещенными на одном валу, и регулируемым реактивным соплом и дополнен внутренним контуром с суживающимся реактивным соплом. Указанный внутренний контур соединен газовым каналом с внутренним контуром турбореактивного двухконтурного двигателя и снабжен устройством подогрева газа, поступающего из внутреннего контура турбореактивного двухконтурного двигателя. Привод тягового вентилятора выполнен в виде газовой турбины, размещенной ниже устройства подогрева газа по потоку. Стенки газового канала выполнены из трех слоев, где жаростойкий внутренний слой выполнен из интерметаллида, теплоизолирующий средний слой выполнен из кварцевых и кремнеземных тканей, а внешний слой выполнен из углепластика на основе высокопрочных углеродных волокон и высокотемпературной полимерной матрицы. Изобретение обеспечивает улучшение согласования взлетного и крейсерского режимов работы и повышение топливной экономичности авиационной силовой установки. 2 з.п. ф-лы, 3 ил.

Турбовинтовой двигатель содержит турбовальный газотурбинный двигатель и редуктор воздушных винтов. Выводной вал турбовального газотурбинного двигателя соединен с редуктором воздушных винтов с помощью механической трансмиссии. Редуктор имеет выводные валы для привода соосных воздушных винтов, а ось редуктора смещена относительно оси турбовального газотурбинного двигателя на величину, позволяющую разместить воздухозаборник газотурбинного двигателя в средней зоне радиуса воздушных винтов. Изобретение направлено на повышение мощности турбовинтового двигателя за счет наддува воздухозаборника без форсирования базового турбовального газотурбинного двигателя, входящего в его состав, исключение балансировочных потерь энергии на самолете, связанных с компенсацией суммарного реактивного момента, эквивалентное дополнительному увеличению мощности двигателя, а также снижение массы конструктивных элементов двигателя и самолета. 2 ил.
Наверх