Газотурбинный двигатель с высокоскоростной турбинной секцией низкого давления

Газотурбинный двигатель содержит очень высокоскоростную турбину низкого давления, при этом отношение параметра, определяемого произведением площади выходного сечения турбины низкого давления на квадрат скорости вращения турбины низкого давления, к такому же параметру турбины высокого давления составляет от приблизительно 0,5 до приблизительно 1,5. Технический результат настоящего изобретения заключаются в улучшении эксплуатационных характеристик газотурбинных двигателей, в том числе в увеличении коэффициента полезного действия двигателя, и в уменьшении размеров турбинной секции без ухудшения ее эффективности. 2 н. и 18 з.п. ф-лы, 2 ил.

 

Уровень техники

[0001] Настоящая заявка относится к газотурбинному двигателю, в котором турбинная секция низкого давления вращается с более высокой скоростью и центробежной нагрузкой по сравнению с соответствующими скоростью вращения и центробежной нагрузкой турбинной секции высокого давления в двигателях известного уровня техники.

[0002] Газотурбинные двигатели являются известными и обычно содержат вентилятор, подающий воздух в компрессорную секцию низкого давления. В компрессорной секции низкого давления воздух сжимается и поступает в компрессорную секцию высокого давления. Из компрессорной секции высокого давления воздух подается в секцию камеры сгорания, где он смешивается с топливом и воспламеняется. Газообразные продукты этого сгорания проходят далее в турбинную секцию высокого давления, а затем в турбинную секцию низкого давления.

[0003] В качестве ближайшего аналога настоящего изобретения можно назвать газотурбинный двигатель, известный из англоязычного документа AEROENGINES, ISSUE 7, COPYRIGHT 2000, стр. 510-512. Традиционно во многих двигателях, известных из уровня техники, турбинная секция низкого давления непосредственно приводит в действие, как компрессорную секцию низкого давления, так и вентилятор. Поскольку потребление топлива оптимизируется при увеличении диаметра вентилятора относительно диаметра внутреннего контура, в промышленности возникла тенденция увеличивать диаметры вентиляторов. Однако при увеличении диаметра вентилятора высокая окружная скорость концевой части лопатки вентилятора может вызывать уменьшение коэффициента полезного действия вследствие эффекта сжимаемости воздуха. Соответственно, скорость вращения вентилятора и, следовательно, скорость вращения компрессорной секции низкого давления и турбинной секции низкого давления (обе из которых традиционно соединяются с вентилятором при помощи каскада низкого давления) представляют собой конструктивное ограничение. Позднее было предложено устанавливать понижающие редукторы между каскадом низкого давления (образованным компрессорной секцией низкого давления и турбинной секцией низкого давления) и вентилятором. Таким образом, задача и технический результат настоящего изобретения заключаются в улучшении эксплуатационных характеристик газотурбинных двигателей, в том числе в увеличении коэффициента полезного действия двигателя, и в уменьшении размеров турбинной секции без ухудшения ее эффективности.

Сущность изобретения

[0001] В характерном варианте осуществления турбинная секция газотурбинного двигателя содержит первую турбинную секцию и вторую турбинную секцию, при этом первая турбинная секция имеет первую площадь выходного сечения в первой точке выхода и вращается с первой скоростью. Вторая турбинная секция имеет вторую площадь выходного сечения во второй точке выхода и вращается со второй скоростью, которая превышает первую скорость. Первый характеризующий параметр определяется как произведение квадрата первой скорости и первой площади поперечного сечения. Второй характеризующий параметр определяется как произведение квадрата второй скорости и второй площади поперечного сечения. Отношение первого характеризующего параметра ко второму характеризующему параметру составляет от приблизительно 0,5 до приблизительно 1,5.

[0002] В другом варианте осуществления согласно предыдущему варианту осуществления указанное отношение больше или равно приблизительно 0,8.

[0003] В другом варианте осуществления согласно предыдущему варианту осуществления первая турбинная секция имеет по меньшей мере 3 ступени.

[0004] В другом варианте осуществления согласно предыдущему варианту осуществления первая турбинная секция имеет вплоть до 6 ступеней.

[0005] В другом варианте осуществления согласно предыдущему варианту осуществления вторая турбинная секция имеет 2 или менее ступеней.

[0006] В другом варианте осуществления согласно предыдущему варианту осуществления коэффициент расширения в первой турбинной секции превышает приблизительно 5:1.

[0007] В другом характерном варианте осуществления газотурбинный двигатель содержит вентилятор, компрессорную секцию, сообщающуюся по текучей среде с вентилятором, секцию камеры сгорания, сообщающуюся по текучей среде с компрессорной секцией, и турбинную секцию, сообщающуюся по текучей среде с секцией камеры сгорания. Турбинная секция содержит первую турбинную секцию и вторую турбинную секцию. Первая турбинная секция имеет первую площадь выходного сечения в первой точке выхода и вращается с первой скоростью. Вторая турбинная секция имеет вторую площадь выходного сечения во второй точке выхода и вращается со второй скоростью, которая превышает первую скорость вращения. Первый характеризующий параметр определяется как произведение квадрата первой скорости и первой площади. Второй характеризующий параметр определяется как произведение квадрата второй скорости и второй площади. Отношение первого характеризующего параметра ко второму характеризующему параметру составляет от приблизительно 0,5 до приблизительно 1,5.

[0008] В другом варианте осуществления согласно предыдущему варианту осуществления указанное отношение больше или равно приблизительно 0,8.

[0009] В другом варианте осуществления согласно предыдущему варианту осуществления компрессорная секция содержит первую компрессорную секцию и вторую компрессорную секцию, при этом первая турбинная секция и первая компрессорная секция вращаются в первом направлении, а вторая турбинная секция и вторая компрессорная секция вращаются во втором направлении, противоположном первому.

[0010] В другом варианте осуществления согласно предыдущему варианту осуществления между вентилятором и каскадом низкого давления, который приводится во вращение первой турбинной секцией, предусмотрен зубчатый редуктор, поэтому вентилятор вращается с более низкой скоростью, чем первая турбинная секция.

[0011] В другом варианте осуществления согласно предыдущему варианту осуществления вентилятор вращается во втором противоположном направлении.

[0012] В другом варианте осуществления согласно предыдущему варианту осуществления передаточное отношение зубчатого редуктора превышает приблизительно 2,3.

[0013] В другом варианте осуществления согласно предыдущему варианту осуществления передаточное отношение превышает приблизительно 2,5.

[0014] В другом варианте осуществления согласно предыдущему варианту осуществления указанное отношение является больше или равно приблизительно 1,0.

[0015] В другом варианте осуществления согласно предыдущему варианту осуществления вентилятор подает часть воздуха в наружный контур, при этом степень двухконтурности, определяемая как отношение части воздуха, подаваемой в наружный контур, к количеству воздуха, подаваемого в первую компрессорную секцию, превышает приблизительно 6,0.

[0016] В другом варианте осуществления согласно предыдущему варианту осуществления степень двухконтурности превышает приблизительно 10,0.

[0017] В другом варианте осуществления согласно предыдущему варианту осуществления вентилятор содержит 26 или менее лопаток.

[0018] В другом варианте осуществления согласно предыдущему варианту осуществления первая турбинная секция имеет по меньшей мере 3 ступени.

[0019] В другом варианте осуществления согласно предыдущему варианту осуществления первая турбинная секция имеет вплоть до 6 ступеней.

[0020] В другом варианте осуществления согласно предыдущему варианту осуществления коэффициент расширения в первой турбинной секции превышает приблизительно 5:1.

Краткое описание чертежей

[0021] На фиг. 1 показан газотурбинный двигатель.

[0022] На фиг. 2 схематически показано расположение каскадов низкого и высокого давления вместе с приводом вентилятора.

Подробное раскрытие изобретения

[0023] На фиг. 1 схематически показан газотурбинный двигатель 20. Газотурбинный двигатель 20 представлен здесь в виде двухкаскадного турбовентиляторного двигателя, который в общем случае содержит вентиляторную секцию 22, компрессорную секцию 24, секцию 26 камеры сгорания и турбинную секцию 28. Альтернативные двигатели могут содержать секцию форсажной камеры (не показана) наряду с другими системами или компонентами. Вентиляторная секция 22 нагнетает воздух в наружный контур В, в то время как компрессорная секция 24 нагнетает воздух во внутренний контур С для сжатия и подачи в секцию 26 камеры сгорания с последующим расширением в турбинной секции 28. В раскрытом неограничительном примере осуществления показан турбовентиляторный газотурбинный двигатель, однако следует понимать, что раскрытые здесь концепции не ограничены применением с турбовентиляторными двигателями, поскольку изложенное в настоящем документе может быть использовано для других типов турбинных двигателей, включая трехкаскадные конструкции.

[0024] Двигатель 20 обычно содержит низкоскоростной каскад 30 и высокоскоростной каскад 32, которые установлены для вращения вокруг центральной продольной оси А двигателя относительно неподвижной конструкции 36 двигателя при помощи нескольких систем 38 подшипников. При этом следует понимать, что, альтернативно или дополнительно, на различных участках могут быть установлены различные системы 38 подшипников.

[0025] Низкоскоростной каскад 30 обычно содержит внутренний вал 40, который соединяет вентилятор 42, компрессорную секцию 44 низкого давления (или первую компрессорную секцию) и турбинную секцию 46 низкого давления (или первую турбинную секцию). Внутренний вал 40 соединяется с вентилятором 42 при помощи редуктора 48, который приводит во вращение вентилятор 42 с более низкой скоростью, чем скорость вращения низкоскоростного каскада 30. Высокоскоростной каскад 32 содержит наружный вал 50, который соединяет компрессорную секцию 52 высокого давления (или вторую компрессорную секцию) и турбинную секцию 54 высокого давления (или вторую турбинную секцию). Камера 56 сгорания установлена между компрессорной секцией 52 высокого давления и турбинной секцией 54 высокого давления. Промежуточная силовая рама 57 неподвижной конструкции 36 двигателя расположена, как правило, между турбинной секцией 54 высокого давления и турбинной секцией 46 низкого давления. Промежуточная силовая рама 57 поддерживает также подшипниковые системы 38 в турбинной секции 28. В контексте настоящего описания турбинная секция высокого давления подвергается воздействию более высокого давления, чем турбинная секция низкого давления. Турбинная секция низкого давления представляет собой секцию, которая приводит во вращение вентилятор 42. Внутренний вал 40 и наружный вал 50 являются концентрическими и вращаются при помощи подшипниковых систем 38 вокруг центральной продольной оси А, которая является коллинеарна их продольным осям. Каскады высокого и низкого давления могут вращаться в одном направлении или в противоположных направлениях.

[0026] Поток воздуха внутреннего контура С сжимается компрессорной секцией 44 низкого давления, затем - компрессорной секцией 52 высокого давления, смешивается с топливом и сжигается в камере 56 сгорания, а затем поток газообразных продуктов сгорания расширяется в турбинной секции 54 высокого давления и турбинной секции 46 низкого давления. Промежуточная силовая рама 57 содержит аэродинамические поверхности 59, которые расположены на пути воздушного потока внутреннего контура. Турбинные секции 46, 54 приводят во вращение соответствующие низкоскоростной каскад 30 и высокоскоростной каскад 32 в ответ на указанное расширение.

[0027] Двигатель 20 в одном из примеров представляет собой редукторный авиационный двигатель с высокой степенью двухконтурности. Степень двухконтурности представляет собой отношение объема воздуха, поступающего в наружный контур В, к объему воздуха, поступающего во внутренний контур С. В другом примере степень двухконтурности двигателя 20 является большей чем приблизительно шесть (6), например больше чем десять (10), редуктор 48 представляет собой эпициклическую зубчатую передачу, в частности планетарную зубчатую передачу или другую зубчатую передачу с понижающим передаточным числом, большим чем приблизительно 2,3, а турбинная секция 46 низкого давления имеет коэффициент расширения, превышающий приблизительно 5. В одном раскрытом варианте осуществления степень двухконтурности двигателя 20 больше чем приблизительно десять (10:1), диаметр вентилятора значительно превышает диаметр компрессорной секции 44 низкого давления, а турбинная секция 46 низкого давления имеет коэффициент расширения, составляющий больше чем приблизительно 5:1. В некоторых вариантах осуществления турбинная секция высокого давления может иметь две или менее ступеней. В отличие от этого турбинная секция 46 низкого давления в некоторых вариантах осуществления имеет от 3 до 6 ступеней. Коэффициент расширения турбинной секции 46 низкого давления представляет собой отношение полного давления, измеренного перед входом турбинной секции 46 низкого давления, к полному давлению на выходе турбинной секции 46 низкого давления перед выходным соплом. Редуктор 48 может представлять собой эпициклическую зубчатую передачу, в частности планетарную зубчатую передачу или другую зубчатую передачу с понижающим передаточным числом, превышающим приблизительно 2,5:1. Однако следует понимать, что вышеуказанные параметры приведены только в качестве иллюстрации одного примера осуществления редукторного двигателя и что настоящее изобретение может быть использовано для других газотурбинных двигателей, включая безредукторные турбовентиляторные двигатели.

[0028] Значительная величина тяги обеспечивается потоком В наружного контура благодаря высокой степени двухконтурности. Вентиляторная секция 22 двигателя 20 рассчитана на определенный режим полета - обычно крейсерский режим со скоростью приблизительно 0,8 Маха на высоте до приблизительно 35000 футов. Режим полета при 0,8 Маха и 35000 футах с оптимальным потреблением топлива двигателем, также известен как «крейсерский полет с минимальным удельным расходом топлива по тяге» (TSFC, от англ. Thrust Specific Fuel Consumption). TSFC представляет собой промышленный стандартный параметр, соответствующий отношению массы сжигаемого в час топлива, выраженной в фунтах массы, к тяге, развиваемой двигателем в этом режиме полета, выраженной в фунтах-сила. «Минимальная степень повышения давления в вентиляторе» представляет собой отношение давлений только на лопатке вентилятора перед выходными направляющими лопатками вентилятора. Минимальная степень повышения давления в вентиляторе согласно одному раскрытому в настоящем описании неограничительному варианту осуществления составляет менее чем приблизительно 1,45. «Минимальная приведенная окружная скорость лопатки вентилятора» представляет собой фактическую окружную скорость лопатки вентилятора в фут/сек, деленную на промышленную стандартную температурную поправку [(Тнабегающего воздушного потока°R)/518,7)0,5]. «Минимальная приведенная окружная скорость лопатки вентилятора» согласно раскрытому в настоящем документе одному неограничивающему варианту осуществления составляет менее чем приблизительно 1150 фут/сек. При этом вентилятор 42 может иметь 26 или менее лопаток.

[0029] Площадь выходного сечения 400 показана на фиг. 1 и фиг. 2 на выходе турбинной секции 54 высокого давления. Площадь выходного сечения турбинной секции низкого давления определяется на выходе 401 турбинной секции низкого давления. Как показано на фиг. 2, газотурбинный двигатель 20 может представлять собой двигатель с противовращением. Это означает, что турбинная секция 46 низкого давления и компрессорная секция 44 низкого давления вращаются в одном направлении, тогда как каскад 32 высокого давления, содержащий турбинную секцию 54 высокого давления и компрессорную секцию 52 высокого давления, вращается в противоположном направлении. Редуктор 48 может быть выбран таким образом, чтобы вентилятор 42 вращался в том же направлении, что и каскад 32 высокого давления. Редуктор 48, который может представлять собой, например, эпициклическую передачу (например, с солнечной, кольцевой и звездной шестернями), выбирается таким образом, чтобы обеспечить вращение вентилятора 42 в одном направлении с каскадом 32 высокого давления. С такой конфигурацией, а также с другой конструкцией, как указано выше, включающей различные параметры и эксплуатационные диапазоны, можно получить очень высокую скорость вращения каскада низкого давления. Работу турбинной секции низкого давления и турбинной секции высокого давления часто оценивают исходя из характеризующего параметра, который представляет собой произведение площади выходного сечения турбинной секции на квадрат соответствующей скорости вращения. Этот характеризующий параметр (PQ, от англ. performance quantity) определяется следующим образом:

Уравнение 1: PQltp=(Alpt×Vlpt2)

Уравнение 2: PQhpt=(Ahpt×Vhpt2)

где Alpt - площадь турбинной секции низкого давления на выходе из нее (например, в 401), Vlpt - скорость турбинной секции низкого давления, Ahpt - площадь турбинной секции высокого давления на выходе из нее (например, в 400), a Vhpt - скорость турбинной секции низкого давления.

[0030] При этом отношение характеризующего параметра турбинной секции низкого давления к характеризующему параметру турбинной секции высокого давления составляет:

Уравнение 3: (Alpt×Vlpt2)/(Ahpt×Vhpt2)=PQltp/PQhpt

В одном примере осуществления турбины, выполненном согласно вышеуказанной конструкции, площади турбинных секций низкого и высокого давления составляют 557,9 дюйм2 и 90,67 дюйм2 соответственно. Далее, скорости турбинных секций низкого и высокого давления составляют 10179 об/мин и 24346 об/мин соответственно. Таким образом, используя вышеуказанные Уравнения 1 и 2, можно рассчитать характеризующие параметры турбинных секций низкого и высокого давления:

Уравнение 1: PQltp=(Alpt×Vlpt2)=(557,9 дюйм2)(10179 об/мин)2=57805157673,9 дюйм2 (об/мин)2

Уравнение 2: PQhpt=(Ahpt×Vhpt2)=(90.67 дюйм2)(24346 об/мин)2=53742622009,72 дюйм2(об/мин)2,

а используя вышеприведенное Уравнение 3, можно рассчитать указанное отношение для турбинной секции низкого давления и турбинной секции высокого давления:

Отношение=PQltp/PQhpt=57805157673,9 дюйм2(об/мин)2/53742622009,72 дюйм2 (об/мин)2=1,075

[0031] В другом варианте осуществления указанное отношение составляет приблизительно 0,5, а в следующем варианте осуществления - приблизительно 1,5. При отношениях PQltp/PQhpt в пределах от 0,5 до 1,5 обеспечивается высокоэффективный газотурбинный двигатель. Точнее, отношения PQltp/PQhpt, большие или равные приблизительно 0,8, являются более эффективными. Еще точнее, отношения PQltp/PQhpt, большие или равные 1,0, являются еще более эффективными. Благодаря таким отношениям PQltp/PQhpt можно, в частности, уменьшить размеры как диаметра, так и осевой длины турбинной секции. Кроме того, в большой степени увеличивается коэффициент полезного действия всего двигателя.

[0032] Такая конструкция обеспечивает также усовершенствование компрессорной секции низкого давления, которая функционирует скорее как компрессорная секция высокого давления, чем как традиционная компрессорная секция низкого давления.

Она является более эффективной по сравнению с уровнем техники и может обеспечивать большее повышение давления при меньшем числе ступеней. Компрессорная секция низкого давления может иметь меньший радиус и меньшую длину, внося больший вклад в обеспечение проектной величины суммарного отношения давлений в двигателе.

[0033] Настоящее изобретение раскрыто со ссылками на один вариант осуществления, однако следует понимать, что определенные модификации могут быть внесены в него в пределах объема данного изобретения. По этой причине следует изучить прилагаемую формулу изобретения, чтобы определить действительный объем и содержание данного изобретения.

1. Турбинная секция газотурбинного двигателя, содержащая:

первую турбинную секцию; и

вторую турбинную секцию,

при этом указанная первая турбинная секция имеет первую площадь выходного сечения и выполнена с возможностью вращения с первой скоростью,

при этом указанная вторая турбинная секция имеет вторую площадь выходного сечения и выполнена с возможностью вращения со второй скоростью, которая превышает первую скорость вращения,

при этом первый характеризующий параметр определен как произведение квадрата первой скорости и первой площади,

при этом второй характеризующий параметр определен как произведение квадрата второй скорости и второй площади; и

при этом отношение первого характеризующего параметра ко второму характеризующему параметру составляет от 0,5 до 1,5.

2. Турбинная секция по п. 1, в которой указанное отношение больше или равно 0,8.

3. Турбинная секция по п. 1, в которой указанная первая турбинная секция имеет по меньшей мере 3 ступени.

4. Турбинная секция по п. 1, в которой указанная первая турбинная секция имеет вплоть до 6 ступеней.

5. Турбинная секция по п. 1, в которой указанная вторая турбинная секция имеет 2 или менее ступеней.

6. Турбинная секция по п. 1, в которой коэффициент расширения в первой турбинной секции превышает 5:1.

7. Газотурбинный двигатель, содержащий:

вентилятор;

компрессорную секцию, сообщающуюся по текучей среде с вентилятором;

секцию камеры сгорания, сообщающуюся по текучей среде с компрессорной секцией;

турбинную секцию, сообщающуюся по текучей среде с секцией камеры сгорания,

при этом турбинная секция содержит первую турбинную секцию и вторую турбинную секцию,

при этом указанная первая турбинная секция имеет первую площадь выходного сечения и выполнена с возможностью вращения с первой скоростью,

при этом указанная вторая турбинная секция имеет вторую площадь выходного сечения и выполнена с возможностью вращения со второй скоростью, которая превышает первую скорость вращения,

при этом первый характеризующий параметр определен как произведение квадрата первой скорости и первой площади,

при этом второй характеризующий параметр определяется как произведение квадрата второй скорости и второй площади, и

при этом отношение первого характеризующего параметра ко второму характеризующему параметру составляет от 0,5 до 1,5.

8. Двигатель по п. 7, в котором указанное отношение больше или равно 0,8.

9. Двигатель по п. 7, в котором компрессорная секция содержит первую компрессорную секцию и вторую компрессорную секцию, при этом первая турбинная секция и первая компрессорная секция выполнены с возможностью вращения в первом направлении, а вторая турбинная секция и вторая компрессорная секция выполнены с возможностью вращения во втором направлении, противоположном первому.

10. Двигатель по п. 7, в котором между указанным вентилятором и каскадом низкого давления, приводимым во вращение первой турбинной секцией, предусмотрен зубчатый редуктор, обеспечивающий возможность вращения вентилятора с более низкой скоростью, чем у первой турбинной секции.

11. Двигатель по п. 10, в котором указанный вентилятор выполнен с возможностью вращения во втором противоположном направлении.

12. Двигатель по п. 10, в котором передаточное отношение указанного зубчатого редуктора превышает 2,3.

13. Двигатель по п. 12, в котором указанное передаточное отношение превышает 2,5.

14. Двигатель по п. 7, в котором указанное отношение больше или равно 1,0.

15. Двигатель по п. 9, в котором указанный вентилятор выполнен с возможностью подачи части воздуха в наружный контур, при этом степень двухконтурности, определяемая как отношение части воздуха, подаваемого в наружный контур, к количеству воздуха, подаваемого в первую компрессорную секцию, превышает 6,0.

16. Двигатель по п. 15, в котором указанная степень двухконтурности превышает 10,0.

17. Двигатель по п. 7, в котором указанный вентилятор имеет 26 или менее лопаток.

18. Двигатель по п. 7, в котором указанная первая турбинная секция имеет по меньшей мере 3 ступени.

19. Двигатель по п. 7, в котором указанная первая турбинная секция имеет вплоть до 6 ступеней.

20. Двигатель по п. 7, в котором коэффициент расширения в первой турбинной секции превышает 5:1.



 

Похожие патенты:

Газотурбинный двигатель содержит вентилятор, выполненный с возможностью вращения вокруг оси, компрессорную секцию, камеру сгорания, сообщающуюся по текучей среде с компрессорной секцией, и турбинную секцию, сообщающуюся по текучей среде с камерой сгорания.

Турбореактивный двигатель с передним вентилятором содержит по меньшей мере один контур текучей среды и теплообменник воздух/текучая среда, посредством которого упомянутая текучая среда охлаждается воздухом, наружным относительно турбореактивного двигателя, и разделитель потока.

Газотурбинный двигатель содержит компрессорную секцию, камеру сгорания, сообщающуюся по текучей среде с компрессорной секцией, турбинную секцию, сообщающуюся по текучей среде с камерой сгорания, вентилятор и систему изменения скорости, приводимую в действие турбиной привода вентилятора для вращения вентилятора вокруг оси.

Разделитель потока газа, способный разделять поток газа на первый поток и второй поток, содержит переднюю кромку разделителя и устройство для предотвращения обледенения передней кромки.

Лопасть (l1) предназначена для установки на втулке (12, 13) винта турбомашины таким образом, что пустое пространство (18, I8A, 18B) предусмотрено между основанием (14A) лопасти (14) и стороной втулки (12, 13), противолежащей основанию (14A).

Изобретение относится к области авиации, в частности к конструкциям устройств управления шагом лопастей воздушного винта. Устройство подачи текучей среды (100) в гидравлический цилиндр управления ориентацией лопастей вентилятора турбовинтового двигателя с двойным воздушным винтом содержит дозатор текучей среды (120), жестко соединенный с ротором турбовинтового двигателя.

Группа изобретений относится к боевой авиации, на борту которой устанавливается лазерное оружие. В способе работы авиационного газотурбинного двигателя, включающем процесс сжатия воздуха в компрессорах, подвод тепла в камере сгорания, расширение газового потока для получения сверхзвуковой скорости осуществляют через бинарную систему, состоящую из турбины низкого давления, лопатки которой выполнены в виде сопел Лаваля, и установленного за ней кольцевой неподвижной закритической расширяющейся части сопла Лаваля.

Изобретение относится к газотурбинным двигателям и может быть применимо для сверхзвуковой военной авиации и гиперзвуковых самолетов. Водородный воздушно-реактивный двигатель содержит воздухозаборник, корпус, по меньшей мере, один компрессор, камеру сгорания с топливным коллектором, установленную за компрессором и соединенную с ним воздушным трактом, по меньшей мере, одну турбину и, по меньшей мере, один вал, соединяющий компрессор и турбину, реактивное сопло и систему подачи водорода к камере сгорания.

Изобретение относится к области компрессорных воздушно-реактивных двигателей, представляющих собой реактивный воздушный винт (пропеллер с реактивным приводом). Камеру сгорания топлива и сверхзвуковое реактивное сопло компрессорного воздушно-реактивного двигателя вращают на конце полой лопасти воздушного винта центробежного компрессора с окружной скоростью концов лопастей >300 м/с.

Изобретение относится к области авиационного двигателестроения, в частности к снижению уровня инфракрасного излучения (ИКИ) турбореактивных двигателей (ТРД) в заднюю полусферу самолета.

Изобретение относится к газотурбинным двигателям, в частности к клапанным устройствам для газотурбинных двигателей, и может найти применение в авиадвигателестроении. Клапанный узел канала перепуска компрессора, содержащий корпус компрессора, внешний и внутренний корпуса канала перепуска с установленным с возможностью осевого перемещения внутри внутреннего корпуса кольцевым затвором профилированной формы, привод. Корпус компрессора снабжен осевыми пазами с установленными в них с возможностью перемещения продольными направляющими. Кольцевой затвор усилен продольными ребрами жесткости, соединенными с продольными направляющими и приводом. Привод размещен внутри кольцевого затвора и закреплен на корпусе компрессора. Продольные направляющие выполнены прямоугольного сечения. Кольцевой затвор имеет возможность перемещаться по поверхности внутреннего корпуса канала перепуска. Изобретение позволяет снизить габаритные размеры и массу клапанного узла канала перепуска компрессора, увеличить прочность конструкции. 2 з.п. ф-лы, 1 ил.

Газотурбинный двигатель содержит очень высокоскоростную турбину низкого давления, при этом отношение параметра, определяемого произведением площади выходного сечения турбины низкого давления на квадрат скорости вращения турбины низкого давления, к такому же параметру турбины высокого давления составляет от приблизительно 0,5 до приблизительно 1,5. Технический результат настоящего изобретения заключаются в улучшении эксплуатационных характеристик газотурбинных двигателей, в том числе в увеличении коэффициента полезного действия двигателя, и в уменьшении размеров турбинной секции без ухудшения ее эффективности. 2 н. и 18 з.п. ф-лы, 2 ил.

Наверх