RU2013149555A - Газотурбинный двигатель - Google Patents

Газотурбинный двигатель Download PDF

Info

Publication number
RU2013149555A
RU2013149555A RU2013149555/06A RU2013149555A RU2013149555A RU 2013149555 A RU2013149555 A RU 2013149555A RU 2013149555/06 A RU2013149555/06 A RU 2013149555/06A RU 2013149555 A RU2013149555 A RU 2013149555A RU 2013149555 A RU2013149555 A RU 2013149555A
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
engine
gas turbine
gas
turbine engine
rotor
Prior art date
Application number
RU2013149555/06A
Other languages
English (en)
Other versions
RU2555933C2 (ru
Inventor
Александр Викторович Артюхов
Дмитрий Юрьевич Еричев
Андрей Сергеевич Ефимов
Игорь Николаевич Иванов
Владимир Валентинович Кирюхин
Виктор Викторович Куприк
Андрей Ростиславович Котельников
Ирик Усманович Манапов
Евгений Ювенальевич Марчуков
Сергей Анатольевич Симонов
Вадим Николаевич Селиванов
Original Assignee
Открытое Акционерное Общество "Уфимское Моторостроительное Производственное Объединение" (Оао "Умпо")
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Открытое Акционерное Общество "Уфимское Моторостроительное Производственное Объединение" (Оао "Умпо") filed Critical Открытое Акционерное Общество "Уфимское Моторостроительное Производственное Объединение" (Оао "Умпо")
Priority to RU2013149555/06A priority Critical patent/RU2555933C2/ru
Publication of RU2013149555A publication Critical patent/RU2013149555A/ru
Application granted granted Critical
Publication of RU2555933C2 publication Critical patent/RU2555933C2/ru

Links

Abstract

1. Газотурбинный двигатель, характеризующийся тем, что выполнен двухконтурным, двухзальным и содержит не менее восьми модулей и сборочных единиц, включая компрессор низкого давления (КНД) со статором, имеющем входной направляющий аппарат (ВНА), не более трех промежуточных направляющих и выходной спрямляющий аппараты, а также с ротором, имеющем вал и систему наделенных лопатками, предпочтительно, четырех рабочих колес; промежуточный корпус; газогенератор, включающий сборочные единицы - компрессор высокого давления (КВД), имеющий статор, а также ротор с валом и системой оснащенных лопатками рабочих колес, число которых не менее чем в два раза превышает число упомянутых рабочих колес КНД; основную камеру сгорания и турбину высокого давления (ТВД); за газогенератором последовательно соосно установлены турбина низкого давления (ТНД),смеситель, фронтовое устройство, форсажная камера сгорания и поворотное реактивное сопло, включающее поворотное устройство, неподвижно, предпочтительно, разъемно прикрепленное к форсажной камере сгорания, и регулируемое реактивное сопло, прикрепленное к поворотному устройству с возможностью выполнения совместно с подвижным элементом последнего поворотов для изменения направления вектора тяги; причем ось вращения поворотного устройства относительно горизонтальной оси повернута на угол не менее 30°, предпочтительно, на (32÷34)° по часовой стрелке (вид по н.п.) для правого расположения двигателя и на угол не менее 30°, предпочтительно, на (32÷34)° против часовой стрелки (вид по н.п.) для левого расположения двигателя в составе двигательной установки самолета; кроме того вокруг корпуса осно�

Claims (16)

1. Газотурбинный двигатель, характеризующийся тем, что выполнен двухконтурным, двухзальным и содержит не менее восьми модулей и сборочных единиц, включая компрессор низкого давления (КНД) со статором, имеющем входной направляющий аппарат (ВНА), не более трех промежуточных направляющих и выходной спрямляющий аппараты, а также с ротором, имеющем вал и систему наделенных лопатками, предпочтительно, четырех рабочих колес; промежуточный корпус; газогенератор, включающий сборочные единицы - компрессор высокого давления (КВД), имеющий статор, а также ротор с валом и системой оснащенных лопатками рабочих колес, число которых не менее чем в два раза превышает число упомянутых рабочих колес КНД; основную камеру сгорания и турбину высокого давления (ТВД); за газогенератором последовательно соосно установлены турбина низкого давления (ТНД),
смеситель, фронтовое устройство, форсажная камера сгорания и поворотное реактивное сопло, включающее поворотное устройство, неподвижно, предпочтительно, разъемно прикрепленное к форсажной камере сгорания, и регулируемое реактивное сопло, прикрепленное к поворотному устройству с возможностью выполнения совместно с подвижным элементом последнего поворотов для изменения направления вектора тяги; причем ось вращения поворотного устройства относительно горизонтальной оси повернута на угол не менее 30°, предпочтительно, на (32÷34)° по часовой стрелке (вид по н.п.) для правого расположения двигателя и на угол не менее 30°, предпочтительно, на (32÷34)° против часовой стрелки (вид по н.п.) для левого расположения двигателя в составе двигательной установки самолета; кроме того вокруг корпуса основной камеры сгорания во внешнем контуре установлен воздухо-воздушный теплообменник, собранный не менее чем из шестидесяти трубчатых блок-модулей; двигатель содержит также коробку приводов двигательных агрегатов; причем статоры КНД и КВД выполнены каждый в виде продольно-сегментных блоков в количестве не менее двух, объединенных, преимущественно, на разъемных соединениях с возможностью разборки для ремонта или замены деталей соответствующего модуля или сборочной единицы, кроме того в виде аналогичных продольно-сегментных блоков выполнены и объединены на разъемных соединениях сопловые аппараты турбин ТНД и ТВД; причем двигатель проверен на газодинамическую устойчивость (ГДУ) работы компрессора, по крайней мере, на стадии серийного промышленного производства, для чего конкретный или идентичные для статистической репрезентативности результатов три - пять экземпляров из партии серийно произведенных двигателей испытаны на стенде, снабженном входным аэродинамическим устройством с регулируемо пересекающим воздушный поток, преимущественно, дистанционно управляемым выдвижным интерцептором с отградуированной шкалой положений интерцептора, имеющей фиксированную критическую точку, отделяющую двигатель на 2-5% от перехода в помпаж, при необходимости, с повтором испытания на определенном по регламенту наборе режимов, соответствующих режимам, характерным для последующей реальной работы ГТД в полетных условиях.
2. Газотурбинный двигатель по п.1, отличающийся тем, что содержит электрическую, пневматическую, гидравлическую - топливную и масляную системы, а также датчики, командные блоки, исполнительные механизмы и кабели систем диагностики и автоматического управления двигателем, объединяющие указанные сборочные единицы и модули.
3. Газотурбинный двигатель по п.1, отличающийся тем, что КНД объединен с ТНД по валу с возможностью передачи от указанной турбины крутящего момента, а КВД объединен с ТВД с возможностью получения последним крутящего момента от турбины высокого давления через автономный вал ротора КВД-ТВД, коаксиально с возможностью вращения охватывающий вал ротора КНД-ТНД на части длины и выполненный короче последнего, по меньшей мере, на совокупную осевую длину промежуточного корпуса, основой камеры сгорания и турбины низкого давления.
4. Газотурбинный двигатель по п.1, отличающийся тем, что статор КВД содержит входной направляющий аппарат, не более восьми промежуточных направляющих и выходной спрямляющий аппараты.
5. Газотурбинный двигатель по п.1, отличающийся тем, что входной направляющий аппарат компрессора низкого давления снабжен состоящими из неподвижного и управляемого подвижного элементов радиальными стойками, равномерно разнесенными в плоскости входного сечения с угловой частотой в диапазоне (3,0÷4,0) ед/рад.
6. Газотурбинный двигатель по п.5, отличающийся тем, что входной направляющий аппарат компрессора низкого давления содержит, предпочтительно, двадцать три радиальные стойки, длина которых ограничена наружным и внутренним кольцами ВНА, при этом, по меньшей мере, часть радиальных стоек совмещена с каналами масляной системы, размещенными в неподвижных элементах стоек, с возможностью подачи и отвода масла, а также суфлирования масляной и предмасляных полостей передней опоры ротора компрессора низкого давления.
7. Газотурбинный двигатель по п.5, отличающийся тем, что площадь фронтальной проекции входного проема Fвx. пр. ВНА КНД, геометрически определяющая поперечное сечение входного устья воздухозаборного канала, ограниченного на большем радиусе внутренним контуром наружного кольца ВНА, а на меньшем радиусе контуром внутреннего кольца ВНА, выполнена превышающей суммарную площадь аэродинамического затенения Fзт, создаваемого фронтальной проекцией кока и радиальных стоек, в (2,54÷2,72) раза и составляет (0,67÷0,77) от полной площади круга Fпдн., ограниченного радиусом внутреннего контура наружного кольца ВНА в плоскости входного проема.
8. Газотурбинный двигатель по п.1, отличающийся тем, что ось поворотного реактивного сопла выполнена отклоненной от оси двигателя вниз на угол, составляющий в нейтральном положении двигателя (2°÷3°30′).
9. Газотурбинный двигатель по п.1, отличающийся тем, что при испытаниях экспериментально подтверждена область газодинамической устойчивости работы двигателя, в том числе для режима с наименьшим запасом ГДУ при встречной приемистости, проверенной по регламенту: выдержка на максимальном режиме, сброс частоты вращения путем установки рычага управления двигателем в положение «малый газ» и в фазах частоты вращения, соответствующего значениям промежуточных неравномерностей с проверкой приемистости двигателя на максимальный режим при установке рычага управления двигателем в положение «максимальные обороты» с результирующим определением запасов газодинамической устойчивости компрессора двигателя.
10. Газотурбинный двигатель, характеризующийся тем, что выполнен, предпочтительно двухконтурным, двухвальным и содержит две последовательно соединенные по ходу рабочего тела группы модулей и узлов, первая из которых, по меньшей мере, функционально образует генерирующий энергию потока рабочего тела комплексный модуль - газогенератор, а вторая группа, по меньшей мере, функционально образует силовой модуль и в зависимости от целевого назначения двигателя вариантно содержит последовательно, преимущественно, разъемно соединенных узлов, предназначенный для формирования и преобразования упомянутого потока либо в регулируемую по мощности и вектору реактивную тягу, либо в крутящий момент с возможностью передачи последнего на присоединяемый внешний приводной агрегат;
при этом модуль - газогенератор включает, по меньшей мере, компрессор низкого давления (КНД) со статором, имеющем входной направляющий аппарат (ВНА), не более трех промежуточных направляющих и выходной спрямляющий аппараты, а также с ротором, имеющем вал и систему наделенных лопатками дисков, предпочтительно, четырех рабочих колес с нарастанием числа лопаток каждого последующего диска; промежуточный корпус; компрессор высокого давления (КВД), имеющий статор, а также ротор с валом и системой оснащенных лопатками рабочих колес, число которых не более чем в 2,3 раза превышает число упомянутых рабочих колес КНД; основную камеру сгорания (ОКС) с жаровой трубой, наделенной системой форсунок, равномерно разнесенных по окружности входного кольцевого торца последней, и корпусом, вокруг которого во внешнем контуре установлен воздухо-воздушный теплообменник, собранный не менее чем из шестидесяти трубчатых блок-модулей; за ОКС последовательно соосно установлены турбина высокого давления (ТВД) и турбина низкого давления (ТНД), снабженная на выходе, по меньшей мере, по торцу соответствующего участка наружного корпуса двигателя элементом, предпочтительно, разъемного соединения с силовым модулем двигателя; а силовой модуль двигателя в варианте преобразования потенциальной и кинетической энергии потока рабочего тела в крутящий момент с возможностью передачи последнего на внешний приводной агрегат выполнен содержащим узел силовой турбины и газоотводный канал; при этом двигатель по крайней мере, на стадии серийного промышленного производства, проверен, по меньшей мере, на газодинамическую устойчивость (ГДУ) работы компрессора, для чего конкретный или идентичные для статистической репрезентативности результатов три-пять экземпляров из партии серийно произведенных двигателей испытаны на стенде, снабженном входным аэродинамическим устройством с регулируемо пересекающим воздушный поток, преимущественно, дистанционно управляемым выдвижным интерцептором с отградуированной шкалой положений интерцептора, имеющей фиксированную критическую точку, отделяющую двигатель на 2-5% от перехода в помпаж, при необходимости, с повтором испытания на определенном по регламенту наборе режимов, соответствующих режимам, характерным для последующей реальной работы ГТД в полетных условиях.
11. Газотурбинный двигатель по п.10, отличающийся тем, что силовой модуль в варианте целевого назначения двигателя, предназначенном для формирования и преобразования упомянутого потока в регулируемую, по меньшей мере, по мощности реактивную тягу, содержит последовательно соединенные по ходу рабочего тела смеситель, фронтовое устройство, форсажную камеру сгорания и соединенное с последней через поворотное устройство всережимное реактивное сопло с изменяемым критическим сечением и вектором тяги.
12. Газотурбинный двигатель по п.10, отличающийся тем, что силовой модуль в варианте целевого назначения двигателя, предназначенном для преобразования упомянутого потока в крутящий момент с возможностью передачи последнего на присоединяемый внешний приводной агрегат, выполнен в виде последовательного сочетания двух узлов - силовой турбины, имеющей корпус, ротор, статор, газодинамически сообщенной с модулем газогенератора по рабочему телу и газоотводного канала.
13. Газотурбинный двигатель по п.10, отличающийся тем, что система наделенных лопатками дисков рабочих колес ротора КНД выполнена с нарастанием числа лопаток каждого последующего диска, определенном в диапазоне соотношений (31÷41):(38÷50):(48÷63):(65÷85).
14. Газотурбинный двигатель по п.10, отличающийся тем, что система форсунок жаровой трубы основной камеры сгорания разнесена по окружности входного кольцевого торца с угловой частотой (2,38÷3.35) ед/рад.
15. Газотурбинный двигатель по п.10, отличающийся тем, что ТВД содержит сопловый аппарат, имеющий (36÷48) охлаждаемых лопаток, для уменьшения перетечек рабочего тела объединенных в (12÷16), предпочтительно, литых трехлопаточных блоков, а также ротор, содержащий, предпочтительно, одно рабочее колесо с диском, наделенным рабочими лопатками, количество которых в (1.78÷2,85) раза превышает количество лопаток соплового аппарата.
16. Газотурбинный двигатель по п.10, отличающийся тем, что силовой модуль двигателя, вариантно предназначенный для формирования и регулирования реактивной тяги, содержит смеситель, фронтовое устройство, форсажную камеру сгорания (ФКС), поворотное реактивное сопло, включающее поворотное устройство, неподвижно, предпочтительно, разъемно прикрепленное к ФКС, и регулируемое реактивное сопло, прикрепленное к поворотному устройству с возможностью выполнения совместно с подвижным элементом последнего поворотов для изменения направления вектора тяги; причем ось вращения поворотного устройства относительно горизонтальной оси повернута на угол не менее 30°, предпочтительно, на (32÷34)° по часовой стрелке (вид по н.п.) для правого расположения двигателя и на угол не менее 30°, предпочтительно, на (32÷34)° против часовой стрелки (вид по н.п.) для левого расположения двигателя в составе двигательной установки самолета.
RU2013149555/06A 2013-11-07 2013-11-07 Газотурбинный двигатель RU2555933C2 (ru)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2013149555/06A RU2555933C2 (ru) 2013-11-07 2013-11-07 Газотурбинный двигатель

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2013149555/06A RU2555933C2 (ru) 2013-11-07 2013-11-07 Газотурбинный двигатель

Publications (2)

Publication Number Publication Date
RU2013149555A true RU2013149555A (ru) 2015-05-20
RU2555933C2 RU2555933C2 (ru) 2015-07-10

Family

ID=53283627

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2013149555/06A RU2555933C2 (ru) 2013-11-07 2013-11-07 Газотурбинный двигатель

Country Status (1)

Country Link
RU (1) RU2555933C2 (ru)

Families Citing this family (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US20220144422A1 (en) * 2020-10-26 2022-05-12 Hugh Bryan Welcel Modular Device For Propulsion In A Vehicle

Family Cites Families (9)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3946554A (en) * 1974-09-06 1976-03-30 General Electric Company Variable pitch turbofan engine and a method for operating same
RU2074968C1 (ru) * 1993-10-18 1997-03-10 Валерий Туркубеевич Пчентлешев Газотурбинный двигатель
US5806303A (en) * 1996-03-29 1998-09-15 General Electric Company Turbofan engine with a core driven supercharged bypass duct and fixed geometry nozzle
RU2199727C2 (ru) * 2001-04-25 2003-02-27 Самарский институт инженеров железнодорожного транспорта Стенд для испытания турбокомпрессора двигателя внутреннего сгорания
ES2306149T3 (es) * 2004-06-01 2008-11-01 Volvo Aero Corporation Sistema de compresion de turbina de gas y estructura de compresor.
FR2907519B1 (fr) * 2006-10-20 2011-12-16 Snecma Nageoire de plateforme de soufflante
RU2350787C2 (ru) * 2007-04-13 2009-03-27 Открытое акционерное общество "Научно-производственное объединение "Сатурн" Высокопроизводительный малошумящий компрессор низкого давления газотурбинного двигателя с высокой степенью двухконтурности
RU2447308C2 (ru) * 2010-07-09 2012-04-10 Федеральное государственное унитарное предприятие "Летно-исследовательский институт имени М.М. Громова" Турбореактивный двухконтурный двигатель с перераспределением энергии потока воздуха на входе
US9068460B2 (en) * 2012-03-30 2015-06-30 United Technologies Corporation Integrated inlet vane and strut

Also Published As

Publication number Publication date
RU2555933C2 (ru) 2015-07-10

Similar Documents

Publication Publication Date Title
US20210102552A1 (en) Axi-centrifugal compressor with variable outlet guide vanes
EP3093443A1 (en) Turbine engine having variable pitch outlet guide vanes
CN106870165B (zh) 燃气涡轮发动机
JP2017048785A (ja) 可変ピッチファンのピッチ範囲リミッター
CN110173441B (zh) 轴流-离心压缩机
CN110291283A (zh) 发电系统及其操作方法
RU2555928C2 (ru) Турбореактивный двигатель
RU2013149555A (ru) Газотурбинный двигатель
RU2544410C1 (ru) Способ серийного производства турбореактивного двигателя и турбореактивный двигатель, выполненный этим способом
RU2555939C2 (ru) Турбореактивный двигатель
RU144434U1 (ru) Газотурбинный двигатель
RU142807U1 (ru) Турбореактивный двигатель
RU2551013C1 (ru) Способ серийного производства газотурбинного двигателя и газотурбинный двигатель, выполненный этим способом
US20150300248A1 (en) Compressor arrangement and turboshaft engine with a compressor arrangement
RU142812U1 (ru) Турбореактивный двигатель, стенд для испытания турбореактивного двигателя на газодинамическую устойчивость, входное аэродинамическое устройство стенда для испытания турбореактивного двигателя на газодинамическую устойчивость и интерцептор входного аэродинамического устройства стенда для испытания турбореактивного двигателя на газодинамическую устойчивость
RU144419U1 (ru) Турбореактивный двигатель
RU2545110C1 (ru) Газотурбинный двигатель
RU2013149549A (ru) Способ серийного производства газотурбинного двигателя и газотурбинный двигатель, выполненный этим способом
RU144431U1 (ru) Турбореактивный двигатель
RU144433U1 (ru) Газотурбинный двигатель
RU2545111C1 (ru) Способ серийного производства газотурбинного двигателя и газотурбинный двигатель, выполненный этим способом
RU142810U1 (ru) Газотурбинный двигатель
RU2013149458A (ru) Турбореактивный двигатель
RU2013149544A (ru) Газотурбинный двигатель
RU2544407C1 (ru) Способ серийного производства турбореактивного двигателя и турбореактивный двигатель, выполненный этим способом

Legal Events

Date Code Title Description
PD4A Correction of name of patent owner