Двухконтурный газотурбинный двигатель

(51) МПК (2009) НАЦИОНАЛЬНЫЙ ЦЕНТР ИНТЕЛЛЕКТУАЛЬНОЙ СОБСТВЕННОСТИ(71) Заявитель Москаленко Виктор Иванович(72) Автор Москаленко Виктор Иванович(73) Патентообладатель Москаленко Виктор Иванович(57) Двухконтурный газотурбинный двигатель, содержащий связанные между собой осевой компрессор, камеру сгорания и турбину, отличающийся тем, что содержит опорный фланец, центробежный компрессор, в рабочем колесе которого симметрично оси его вращения выполнена цилиндрическая полость, в которую симметрично этой оси помещен осевой компрессор, ротор которого неподвижно соединен с рабочим колесом центробежного компрессора, а статор которого закреплен на неподвижной полой оси, установленной в центре рабочего колеса центробежного компрессора, которая, в свою очередь, неподвижно закреплена на опорном фланце, при этом внутри полой оси статора осевого компрессора проходит вал привода агрегатов двигателя, который неподвижно соединен с 13351 1 2010.06.30 ротором осевого компрессора в свою очередь, входной воздушный кольцевой канал камеры сгорания соединен со статором осевого компрессора на выходе из него сжатого воздуха, а кольцевой канал выхода рабочих газов из камеры сгорания обращен в сторону турбины, ротор которой неподвижно закреплен на внешней стороне рабочего колеса центробежного компрессора симметрично оси вращения этого колеса, а статор которой неподвижно закреплен на опорном фланце симметрично оси вращения ротора турбины, при этом ротор осевого компрессора, рабочее колесо центробежного компрессора и ротор турбины неподвижно соединены между собой и шарнирно подвешены на неподвижной полой оси статора осевого компрессора, являющейся их общей осью вращения. Изобретение относится к области машиностроения, в частности к двигателестроению авиационной отрасли и предназначено для использования в качестве силовой установки на летательном аппарате с куполообразным крылом Заявка на патент РБ а 20060924,МПК 7 В 64 С 29/00,1/14, 2006. Изобретение также может быть использовано в качестве силовой установки для экранопланов, аппаратов на воздушной подушке, самолетов с вертикальным взлетом и посадкой, а также в качестве дополнительного устройства для сокращения длины пробега самолета при взлете и посадке. Известен турбореактивный двигатель с эжекторным наддувом патент 2201518 С 2,МПК 702 3/02, 2003, предназначенный для создания реактивной тяги на сверхзвуковых летательных аппаратах, содержащий осевой компрессор, камеру сгорания и турбину. Недостатком этого аналога является то, что при использовании его в качестве силовой установки на летательном аппарате с куполообразным крылом требуется дополнительное устройство для изменения направления потока газов на выходе из реактивного сопла, что снижает КПД двигателя. Другим недостатком аналога является то, что выходящие из реактивного сопла газы имеют высокую температуру, что требует введения дополнительных мер по обеспечению необходимого температурного режима в зоне соприкосновения горячих газов с обшивкой купола летательного аппарата к тому же обеспечение требуемого эжекторного наддува на летательном аппарате с куполообразным крылом сопряжено с усложнением конструкции этого аппарата, что конструктивно и экономически не оправдано на дозвуковых скоростях полета. Наиболее близким аналогом, выбранным в качестве прототипа изобретения, является двухконтурный газотурбинный двигатель патент 2224905 С 2, МПК 702 3/02, 01 3/02, 2004, предназначенный для создания реактивной тяги на летательных аппаратах с дозвуковыми скоростями полета, содержащий осевой компрессор, камеру сгорания и турбину. Недостатком прототипа, как и аналога, является то, что при использовании его в качестве силовой установки на летательном аппарате с куполообразным крылом требуется дополнительное устройство для изменения направления потока газов на выходе из реактивного сопла этого двигателя. Недостатком также является и то, что для создания приемлемого поля температур в приграничной зоне у обшивки купола летательного аппарата требуется введение в конструкцию реактивного сопла двигателя разделительного кожуха для направления потока холодного воздуха от второго контура двигателя на обшивку купола летательного аппарата. Введение этих мер ведет к снижению КПД прототипа, а значит, к ухудшению его технико-экономических показателей. Задачей изобретения является получение на выходе из двигателя потока газов в форме веера с замкнутой окружностью, с разделением этого потока на два слоя - горячий слой от первого контура двигателя и холодный слой от второго контура двигателя. Решение поставленной задачи достигается тем, что в двухконтурном газотурбинном двигателе, содержащем осевой компрессор, камеру сгорания и турбину, образующие пер 2 13351 1 2010.06.30 вый контур двигателя, согласно техническому решению, дополнительно введен центробежный компрессор, образующий второй контур двигателя. При этом осевой компрессор размещен внутри цилиндрической полости рабочего колеса центробежного компрессора симметрично оси вращения этого колеса, где ротор осевого компрессора неподвижно соединен с рабочим колесом центробежного компрессора. При этом ротор турбины двигателя неподвижно закреплен на внешней стороне рабочего колеса центробежного компрессора симметрично их общей оси вращения, а статор турбины неподвижно закреплен на опорном фланце двигателя симметрично оси вращения ротора турбины. Это позволило обеспечить направление потока горячих газов, выходящих из турбины, в той же плоскости, что и направление холодного воздушного потока, выбрасываемого центробежным компрессором. При этом неподвижно соединенные между собой ротор осевого компрессора, рабочее колесо центробежного компрессора и ротор турбины двигателя шарнирно подвешены на полой оси статора осевого компрессора, неподвижно закрепленной на опорном фланце двигателя и являющейся их общей осью вращения. Внутри полой оси статора осевого компрессора проходит вал привода агрегатов двигателя, неподвижно соединенный с ротором осевого компрессора. На выходе сжатого воздуха из осевого компрессора к его статору подсоединен входной кольцевой воздушный канал камеры сгорания, при этом кольцевой канал выхода рабочих газов из камеры сгорания обращен в сторону турбины. Сущность заявленного двухконтурного газотурбинного двигателя поясняется чертежами на примере двухконтурного газотурбинного двигателя для летательного аппарата с куполообразным крылом, где изображено фиг. 1 - двухконтурный газотурбинный двигатель (главный вид) фиг. 2 - вид А на фиг. 1 фиг. 3 - разрез Б-Б на фиг. 1. Двухконтурный газотурбинный двигатель (фиг. 1, 2 и 3) состоит из корпуса 1, опорного фланца 2, неподвижно соединенного с корпусом 1 при помощи аэродинамических направляющих 3(количество аэродинамических направляющих определяется конструктивно), неподвижной полой оси 4, внутри которой размещен вал 5 привода агрегатов двигателя, направляющего аппарата 6 - статора, неподвижно закрепленного на оси 4 и являющегося совместно с ротором 7 осевым компрессором позиции 6 и 7, рабочего колеса 8, внутри которого симметрично оси (не обозначено) его вращения выполнена цилиндрическая полость (не обозначено), в которую симметрично оси вращения рабочего колеса 8 помещен осевой компрессор - позиции 6 и 7, при этом рабочее колесо 8 совместно с корпусом 1 образует центробежный компрессор - позиции 1 и 8, в котором ротор 7 неподвижно соединен с рабочим колесом 8. В конструкцию двигателя также входит ротор 9, являющийся совместно со статором 10 турбиной - позиции 9 и 10 двигателя, при этом ротор 9 неподвижно соединен с внешней стороной рабочего колеса 8 симметрично оси его вращения, а статор 10 неподвижно закреплен на опорном фланце 2 симметрично оси (не обозначено) вращения ротора 9. В конструкцию двигателя также входит камера 11 сгорания кольцевого типа, крепление которой к опорному фланцу 2 и статору 6 осуществляется при помощи болтового соединения (не обозначено). При этом кольцевой канал (не обозначено) выхода рабочих газов из камеры 11 сгорания направлен в сторону турбины - позиции 9 и 10, а входной воздушный кольцевой канал (не обозначено) камеры 11 сгорания совмещен со статором 6 осевого компрессора - позиции 6 и 7 в месте выхода из него сжатого воздуха. По внутреннему периметру камеры 11 сгорания равномерно размещены рабочие топливные форсунки 12 (количество форсунок определяется конструктивно), а со стороны опорного фланца 2 установлены воспламенители 13 (количество воспламенителей определяется конструктивно). По центру опорного фланца 2 при помощи болтового соединения (не обозначено) закреплена распределительная коробка 14, внутри которой размещены приводы (не показано) к агрегатам, связанные кинематикой с валом 5, при 3 13351 1 2010.06.30 этом противоположный конец вала 5 неподвижно соединен с ротором 7. На распределительной коробке 14 крепятся следующие агрегаты топливный насос 15, топливный регулятор 16, маслобак 17, привод 18 для прокрутки двигателя, маслоагрегат 19,воздухоотделитель 20, гидронасос 21, генератор постоянного тока 22, стартер 23, датчик оборотов 24, рамка 25 для крепления не приводных агрегатов, датчиков и штуцеров (не показано). К опорному фланцу 2 также крепятся топливомасляный агрегат 26, дренажный бачок 27 и ряд других агрегатов, обслуживающих работу двигателя и системы жизнеобеспечения летательного аппарата (не показано). С целью обеспечения жесткости конструкции двигателя опорный фланец 2 дополнительно соединен с распределительной коробкой 14 двумя рамками 28 (фиг. 1 и 3). Агрегатная часть двигателя закрывается легкосъемным капотом 29. Для отбора сжатого воздуха на нужды летательного аппарата (не показано) и регулирования температурного режима в подкапотном пространстве (не обозначено) двигателя на корпусе 1 имеются фланцы 30 (фиг. 2) (количество фланцев 30 определяется конструктивно) для подсоединения воздуховодов (не показано). Для подвески двигателя на кронштейны 31 (фиг. 1) летательного аппарата (не показано) в обтекателях 32 (фиг. 1 и 2) прорезаны отверстия 33 (фиг. 2) под установку кронштейнов 31, а на корпусе 1 двигателя имеются ответные кронштейны 34 с отверстиями (не показано) под болтовые соединения (не обозначено) с кронштейнами 31. Работа двухконтурного газотурбинного двигателя (фиг. 1 и 2) осуществляется в результате получения крутящего момента на роторе 9 турбины - позиции 9 и 10 от действия давления на его лопатки (не обозначено) потока газов, образующихся при сгорании топливовоздушной смеси в камере 11 сгорания. В результате действия крутящего момента на ротор 9 осуществляется его вращение вместе с рабочим колесом 8 и ротором 7, от которых в свою очередь получает вращение и вал 5 привода агрегатов двигателя. При вращении рабочего колеса 8 и ротора 7 атмосферный воздух, поступающий в центробежный компрессор - позиции 1 и 8 и в осевой компрессор - позиции 6 и 7, сжимается и далее распределяется по следующей схеме из центробежного компрессора - позиции 1 и 8 сжатый воздух выбрасывается под купол летательного аппарата (не показано), а из осевого компрессора - позиции 6 и 7 сжатый воздух поступает в камеру 11 сгорания, где разделяется на два потока - первичный воздушный поток (не обозначено) и вторичный воздушный поток (не обозначено). При этом первичный воздушный поток направляется в зону (не обозначено) горения, куда через рабочие топливные форсунки 12 непрерывно впрыскивается тонкораспыленное топливо. Горение топлива протекает при небольшом избытке воздуха,благодаря чему обеспечивается высокая температура в зоне горения и устойчивость факела пламени. Остальная часть поступающего воздуха в камеру 11 сгорания - вторичный воздушный поток - обтекает камеру 11 сгорания снаружи, охлаждая ее, и через смесительные отверстия (не обозначено), выполненные в корпусе камеры 11 сгорания, направляется в зону (не обозначено) смешивания с потоком горячих газов, полученных от сгорания топливовоздушной смеси. В результате смешивания вторичного воздушного потока с горячими газами обеспечивается приемлемое поле температур перед турбиной - позиции 9 и 10. Выходящий из камеры 11 сгорания поток горячих газов последовательно проходит через ряд лопаток (не обозначено) турбины - позиции 9 и 10 и, отдав ей часть энергии, выбрасывается под купол летательного аппарата (не показано), где создает суммарную подъемную силу и реактивную тягу летательного аппарата вместе с потоком выбрасываемого сжатого воздуха из центробежного компрессора - позиции 1 и 8. При этом поток горячих газов, полученный в результате работы первого контура, куда входят осевой компрессор - позиции 6 и 7, камера 11 сгорания и турбина - позиции 9 и 10, оттесняется от внутренней обшивки купола летательного аппарата (не показано) холодным воздушным потоком второго контура, образованного центробежным компрессором - позиции 1 и 8. Тем самым создается приемлемый температурный режим для конструкции летательного аппарата, на котором применяется данный двигатель. Обеспечение устойчи 4 13351 1 2010.06.30 вой работы осевого компрессора - позиции 6 и 7 на нерасчетных оборотах ротора 7 осуществляется за счет регулирования пропускной способности входного воздушного канала(не показано) двигателя. Для этой цели также возможна установка клапанов (не показано) перепуска воздуха из осевого компрессора - позиции 6 и 7 в центробежный компрессор позиции 1 и 8. Предполагаемый технико-экономический эффект от применения двухконтурного газотурбинного двигателя на летательном аппарате с куполообразным крылом заключается в увеличении КПД летательного аппарата, в сравнении с его КПД при использовании газотурбинных двигателей, традиционно применяемых в реактивной авиации. В свою очередь, при увеличении КПД летательного аппарата уменьшается расход топлива на единицу перевозимого им груза, а также увеличивается грузоподъемность и дальность его полета. Предполагаемый положительный эффект от применения двухконтурного газотурбинного двигателя на летательном аппарате с куполообразным крылом заключается и в увеличении надежности и безопасности летательного аппарата за счет снижения поля температур, воздействующих на его конструкцию. Национальный центр интеллектуальной собственности. 220034, г. Минск, ул. Козлова, 20. 6