RU2157905C2

RU2157905C2 - Gas-turbine engine

Info

Publication number: RU2157905C2
Application number: RU94001662A
Authority: RU
Inventors: В.А. Плотников
Original assignee: Акционерное общество закрытого типа "Энерготех"
Priority date: 1994-01-17
Filing date: 1994-01-17
Publication date: 2000-10-20

Abstract

FIELD: small-sized aircraft engines. SUBSTANCE: gears of gearbox are mounted in housing and are damped in circumferential direction; turbocompressor is cantilevers-type; fan is not provided with flow straightener; combustion chamber is provided with revolving injector. EFFECT: enhanced efficiency. 3 cl, 4 dwg

Description

Изобретение относится к авиационному двигателестроению, а точнее к малоразмерным авиационным газотурбинным двигателям. The invention relates to aircraft engine manufacturing, and more specifically to small-sized aircraft gas turbine engines.

1. Известно, что турбокомпрессор, состоящий из центробежного компрессора и радиальной турбины, может быть выполнен на одном колесе консольно [1], [2] . 1. It is known that a turbocompressor, consisting of a centrifugal compressor and a radial turbine, can be made on one wheel cantilever [1], [2].

2. Известно, что между противовращающимися роторами может быть выполнено многопоточное зубчатое зацепление, когда промежуточные шестерни расположены в подвижном корпусе, вращение которого ограничено давлением жидкости под поршнями связанными с корпусом [3]. 2. It is known that between multi-rotating rotors can be multi-threaded gearing, when the intermediate gears are located in a movable housing, the rotation of which is limited by the fluid pressure under the pistons connected to the housing [3].

3. Известно, что для консольного турбокомпрессора камера сгорания располагается на стороне турбины вокруг трубы отвода газа или непосредственно над диском турбокомпрессора. [1], [2], [5], [6]. 3. It is known that for a cantilever turbocharger, the combustion chamber is located on the side of the turbine around the gas exhaust pipe or directly above the turbocharger disk. [1], [2], [5], [6].

4. Известно, что топливо может подаваться в камеру сгорания через вращающуюся форсунку [6], [7], [8]. 4. It is known that fuel can be supplied to the combustion chamber through a rotating nozzle [6], [7], [8].

5. Известно, что радиальная турбина может быть выполнена с безлопаточным сопловым аппаратом [9]. 5. It is known that a radial turbine can be made with a bladeless nozzle apparatus [9].

6. Известно, что за турбиной устанавливается диффузорный канал для понижения статического давления ниже атмосферного на выходе из рабочего колеса турбины [10], [II], [12], [13]. 6. It is known that a diffuser channel is installed behind the turbine to lower the static pressure below atmospheric pressure at the exit of the turbine impeller [10], [II], [12], [13].

7. Известно, что за турбиной пониженное давление газа создается последовательно охлаждением в теплообменнике и сжатием в компрессоре до атмосферного давления [12], [13]. 7. It is known that behind the turbine, a reduced gas pressure is created sequentially by cooling in the heat exchanger and compression in the compressor to atmospheric pressure [12], [13].

8. Известно, что сопло второго контура газотурбинного реактивного двигателя имеет центральное тело с уменьшающимся диаметром вниз по потоку [14], [15]. 8. It is known that the nozzle of the second circuit of a gas turbine jet engine has a central body with a decreasing diameter downstream [14], [15].

9. Известно, что ротор турбодетандера, не имеющего редуктора, имеет высокую частоту вращения [16]. 9. It is known that the rotor of a turboexpander without a gearbox has a high rotational speed [16].

Ближайшим аналогом является техническое решение (3). Аналог выполнен по распространенной, классической схеме. The closest analogue is the technical solution (3). The analogue is made according to a common, classical scheme.

Он имеет ротор турбокомпрессора и ротор силовой турбины с валом, выполненным внутри вала турбокомпрессора. It has a turbocompressor rotor and a power turbine rotor with a shaft made inside the turbocompressor shaft.

Вал ротора силовой турбины вращает ведущую шестерню редуктора, от которой через промежуточные шестерни вращается вал редуктора в сторону, противоположную от направления вращения силовой турбины. The rotor shaft of the power turbine rotates the drive gear of the gearbox, from which the gear shaft rotates through the intermediate gears in the direction opposite to the direction of rotation of the power turbine.

Камера сгорания расположена между компрессором и турбиной компрессора. The combustion chamber is located between the compressor and the compressor turbine.

Недостатком аналога является:
По схеме аналога технически невозможно выполнить двигатель мощностью менее 500 кВт, поэтому маломощные вспомогательные силовые установки выполняются по другим схемам, в ущерб весовым и термодинамическим характеристикам. Например силовая установка (1).The disadvantage of an analogue is:
According to the analogue scheme, it is technically impossible to perform an engine with a power of less than 500 kW, therefore low-power auxiliary power plants are performed according to other schemes, to the detriment of weight and thermodynamic characteristics. For example, a power plant (1).

Недостатком двигателя по прототипу является необходимость выполнения пылезащитного устройства перед входом воздуха в компрессор. The disadvantage of the engine of the prototype is the need to perform a dustproof device before the air enters the compressor.

Примером технологических затруднений является выполнение высокооборотного редуктора с малым модулем зубчатых зацеплений, для которого требуется более высокая точность выполнения профилей зуба и других деталей, невыполнимая для современной промышленности. An example of technological difficulties is the implementation of a high-speed gearbox with a small gear module, which requires a higher accuracy of tooth profiles and other parts, which is impossible for modern industry.

Задачей изобретения является:
1. Повышение частоты вращения турбокомпрессора путем: улучшения демпфирования колебаний роторов, повышения равномерности и безударности работы зубчатых зацеплений, снижения нагрузки на подшипники качения высокооборотного ротора.The objective of the invention is:
1. Increasing the speed of the turbocharger by: improving the damping of the oscillations of the rotors, increasing the uniformity and shocklessness of the gears, reducing the load on the rolling bearings of a high-speed rotor.

2. Выполнение охлаждения корпуса турбины воздухом второго контура и понижение аэродинамическим способом давления газа за турбиной до давления ниже атмосферного. 2. The cooling of the turbine casing by the air of the second circuit and the aerodynamic reduction of the gas pressure behind the turbine to a pressure below atmospheric.

3. Упрощение устройства очистки от пыли воздуха на входе в компрессор. 3. Simplification of the device for cleaning from dust of air at the inlet to the compressor.

Решение задачи изобретения заключается в следующем:
1. Турбокомпрессор, состоящий из центробежного компрессора и радиальной турбины, выполненных с двух сторон на одном диске, имеет со стороны компрессора вал, который проходит внутри противовращающегося вала редуктора и имеет в нем опоры из подшипников качения и внутреннее зубчатое зацепление шестерни которого, между ведущей шестерней на валу турбокомпрессора и ведомой шестерней на валу редуктора, выполнены в корпусах, имеющих свободу перемещения в окружном направлении, ограниченную давлением жидкости под поршнями, соединенными с корпусами шестерен.The solution of the problem of the invention is as follows:
1. A turbocompressor, consisting of a centrifugal compressor and a radial turbine, made on both sides of the disk from the compressor side, has a shaft on the compressor side that passes inside the counter-rotating gearbox shaft and has bearings from the rolling bearings and internal gear gear of which, between the pinion gear on the turbocompressor shaft and driven gear on the gearbox shaft, made in housings having freedom of movement in the circumferential direction, limited by fluid pressure under the pistons connected to the housing gears.

При возникновении колебаний высокооборотного ротора турбокомпрессора возникают перемещения ведущей зубчатой шестерни в радиальном направлении. When vibrations of a high-speed rotor of a turbocompressor occur, displacements of the driving gear in the radial direction occur.

Зубчатое зацепление позволяет перемещения вдоль зуба шестерни (радиальные перемещения), а окружные перемещения возможны при перемещениях осей и корпусов шестерен, связанных с поршнями, поэтому колебания ротора передаются на поршни и гасятся дросселированием жидкости через подводящие и отводящие отверстия. Gear engagement allows movement along the gear tooth (radial movements), and circumferential movements are possible when the axles and gear housings are connected with the pistons, therefore the rotor vibrations are transmitted to the pistons and are damped by the throttling of the fluid through the inlet and outlet holes.

Давлением жидкости под поршнями, связанными с осями шестерен, обеспечивается устранение зазоров между зубьями шестерен в многопоточной передаче и поддерживается одинаковая нагрузка на всех паралельных зубчатых передачах независимо от точности изготовления. The fluid pressure under the pistons associated with the axes of the gears, eliminates the gaps between the teeth of the gears in a multi-threaded gear and maintains the same load on all parallel gears regardless of manufacturing accuracy.

Вращение вала редуктора в направлении, противоположном от направления вращения турбокомпрессора, уменьшает окружную скорость центров тел качения и сепараторов подшипников, что уменьшает усилия растяжения в сепараторе и контактные усилия на наружной беговой дорожке и в телах качения подшипников. The rotation of the gearbox shaft in the opposite direction from the direction of rotation of the turbocharger reduces the peripheral speed of the centers of the rolling bodies and bearing cages, which reduces the tensile forces in the cage and the contact forces on the outer treadmill and in the rolling bodies of the bearings.

2. Турбина турбокомпрессора по п. 1 выполнена с безлопаточным сопловым аппаратом (БСА), так, что газ подводится к БСА от кольцевой камеры сгорания, расположенной вокруг вала редуктора, в котором выполнена вращающаяся топливная форсунка, по газоподводящим трубам, между которыми выполнены каналы подвода воздуха на вход компрессора. При этом стенка корпуса турбины обдувается или воздухом из вентилятора, не имеющего спрямляющего аппарата, когда поток воздуха за вентилятором имеет закрутку, увеличивающуюся за соплом, при уменьшении диаметра стенки турбины до смешения с затурбинным газом, создавая понижение давления в струе затурбинного газа или обдувается воздухом эжектора, который создает понижение давления газа за колесом турбины. 2. The turbine of the turbocharger according to claim 1 is made with a bladeless nozzle apparatus (BSA), so that gas is supplied to the BSA from the annular combustion chamber located around the gearbox shaft, in which the rotating fuel nozzle is made, through gas supply pipes between which supply channels are made air to the compressor inlet. In this case, the wall of the turbine housing is blown either with air from a fan that does not have a straightening apparatus, when the air flow behind the fan has a swirl that increases behind the nozzle, while reducing the diameter of the wall of the turbine before mixing with turbine gas, creating a decrease in pressure in the turbine gas stream or is blown with ejector air , which creates a decrease in gas pressure behind the turbine wheel.

3. Вход воздуха в компрессор выполнен за вентилятором на внутренней стенке канала. В закрученном потоке воздуха за вентилятором пыль сепарируется, а очищенная от воздуха у внутренней стенки канала, поступает на вход компрессора. 3. The air inlet to the compressor is made behind the fan on the inner wall of the channel. In the swirling air stream behind the fan, the dust is separated, and purified from the air at the inner wall of the channel, it enters the compressor inlet.

Новыми, неизвестными ранее, являются следующие технические решения:
1. Опора ведомого низкооборотного вала выполнена как внутреннее зубчатое зацепление, шестерни которого между ведомой и ведущей шестернями, выполнены в своих корпусах, имеющих свободу перемещения в тангенциальном направлении, ограниченную давлением жидкости под поршнями, соединенными с корпусами шестерен.New, previously unknown, are the following technical solutions:
1. The support of the driven low-speed shaft is designed as an internal gearing, the gears of which are between the driven and drive gears, made in their bodies, which have freedom of movement in the tangential direction, limited by the fluid pressure under the pistons connected to the gear cases.

2. Газ к турбине подводится от камеры сгорания с вращающейся форсункой по трубам, между которыми выполнены каналы подвода воздуха на вход компрессора. 2. Gas is supplied to the turbine from the combustion chamber with a rotating nozzle through pipes, between which air supply channels to the compressor inlet are made.

3. Стенка турбины обдувается потоком воздуха от вентилятора без спрямляющего аппарата, когда поток воздуха имеет закрутку, увеличивающуюся за соплом, при уменьшении диаметра стенки турбины до смешения с затурбинным газом, создавая понижение давления газа за рабочим колесом турбины. При этом происходит очистка от пыли части воздуха, поступающего в компрессор. 3. The wall of the turbine is blown by the air flow from the fan without a straightener, when the air flow has a swirl that increases behind the nozzle, while reducing the diameter of the wall of the turbine before mixing with turbine gas, creating a decrease in gas pressure behind the impeller of the turbine. In this case, part of the air entering the compressor is cleaned from dust.

Эффективность изобретения состоит в повышении частоты вращения турбокомпрессора, в охлаждении корпуса турбины воздухом второго контура, в понижении давления газа за турбиной аэродинамическим способом, в очистке воздуха от пыли перед компрессором. Новые технические решения позволили упростить конструкцию малоразмерного газотурбинного двигателя, снизить его вес и стоимость изготовления. The effectiveness of the invention consists in increasing the frequency of rotation of the turbocompressor, in cooling the turbine housing with air of the second circuit, in lowering the gas pressure behind the turbine in an aerodynamic way, in cleaning the air from dust in front of the compressor. New technical solutions made it possible to simplify the design of a small-sized gas turbine engine, to reduce its weight and manufacturing cost.

Для пояснения сущности изобретения на фиг. 1 показана конструкция зубчатого зацепления роторов турбокомпрессора и редуктора, на фиг. 2 показана конструктивная схема выполнения консольного турбокомпрессора и камеры сгорания с вращающейся форсункой, на фиг. 3 показана схема распределения скоростей потоков воздуха и газа за соплом, а также направление потока воздуха на вход в компрессор и направление потока пыли, на фиг. 4 показан продольный разрез турбовентиляторного двигателя. To clarify the invention in FIG. 1 shows the design of the gearing of the rotors of a turbocharger and gearbox, FIG. 2 shows a structural diagram of a cantilever turbocharger and a combustion chamber with a rotating nozzle; FIG. 3 shows a diagram of the distribution of air and gas flow rates behind the nozzle, as well as the direction of air flow to the compressor inlet and the direction of dust flow, FIG. 4 shows a longitudinal section through a turbofan engine.

Зубчатое зацепление, показанное на фиг. 1, состоит из частей:
Ротор турбокомпрессора состоит из диска 1, вала 2, ведущей шестерни 3, радиального подшипника 4, радиально-упорного подшипника 5, маслянного уплотнения 6.The gear engagement shown in FIG. 1, consists of parts:
The turbocharger rotor consists of a disk 1, a shaft 2, a pinion gear 3, a radial bearing 4, an angular contact bearing 5, and an oil seal 6.

Ротор редуктора состоит из ведомой шестерни 7, вала 8, вала 9, радиально-упорного подшипника 10, маслянного уплотнения 11. The gearbox rotor consists of a driven gear 7, a shaft 8, a shaft 9, an angular contact bearing 10, an oil seal 11.

На роторе редуктора установлено рабочее колесо вентилятора 12. A fan impeller 12 is installed on the rotor of the gearbox.

Между ведущей шестерней 3 и ведомой шестерней 7 выполнены шестерни 14 и 15 на осях 16 с подшипниками 17 и 18, которые установлены в корпусах 19. Between the drive gear 3 and the driven gear 7, gears 14 and 15 are made on the axles 16 with bearings 17 and 18, which are installed in the housings 19.

Корпус 19 имеет направляющие дорожки 20 и может перемещаться по ним в окружном направлении. Корпус 19 соединен с поршнем 21 с помощью шатуна 22. Поршень 21 входит в цилиндр 23, установленный на корпусе 24. В корпусе 24 устанавливается четыре комплекта деталей 14, 15, 16, 17, 18, 20, 21, 22, 23. The housing 19 has guide tracks 20 and can move along them in a circumferential direction. The housing 19 is connected to the piston 21 by means of a connecting rod 22. The piston 21 enters the cylinder 23 mounted on the housing 24. Four sets of parts 14, 15, 16, 17, 18, 20, 21, 22, 23 are installed in the housing 24.

Особенность работы зубчатого зацепления роторов по изобретению заключается в следующем: при передаче крутящего момента от ведущей шестерни 3 через шестерни 14 и 15 на шестерню 7 на оси 46 возникают усилия, равные равнодействующим силам в зубчатых зацеплениях, перемещающие все корпуса 19 по направляющим дорожкам. Эти перемещения ограничиваются наличием масла или топлива под всеми поршнями 21. Все полости цилиндров 23 соединены между собой, поэтому давление жидкости в них равно. Необходимое для передачи крутящего момента давление жидкости достигается динамическим равновесием расхода жидкости в зависимости от перемещения поршней 21. Равенство давления во всех цилиндрах 23 обеспечивает равные контактные усилия во всех параллельных зубчатых зацеплениях независимо от точности изготовления устройства. A feature of the work of the gearing of the rotors according to the invention is as follows: when torque is transmitted from the pinion gear 3 through gears 14 and 15 to gear 7 on the axis 46, forces equal to the resultant forces in the gears occur, moving all the housings 19 along the guide tracks. These movements are limited by the presence of oil or fuel under all the pistons 21. All the cavities of the cylinders 23 are interconnected, so the fluid pressure in them is equal. The fluid pressure necessary for transmitting torque is achieved by a dynamic equilibrium of fluid flow depending on the movement of the pistons 21. A pressure equality in all cylinders 23 provides equal contact forces in all parallel gears regardless of the accuracy of the device.

При возникновении колебаний роторов в зубчатом зацеплении возникают контактные усилия, такие же как при передаче крутящего момента, т.к. на зубе могут быть только нормальные контактные усилия. Возникновение контактных усилий, больше или меньше усилий чем при передаче крутящего момента, вызывает перетекание жидкости по жиклерам, которое гасит колебания роторов. When rotor vibrations occur in the gearing, contact forces arise, the same as when transmitting torque, because only normal contact forces can be on the tooth. The occurrence of contact forces, more or less effort than when transmitting torque, causes fluid to flow along the nozzles, which dampens the oscillations of the rotors.

Равные контактные усилия во всех параллельных зубчатых зацеплениях, обеспечивает отсутствие зазоров и самоустановку осей роторов, обеспечивающую стабильность и безударность работы зубчатого зацепления, независимо от точности изготовления. Equal contact forces in all parallel gears, ensures the absence of gaps and self-installation of rotor axes, which ensures stability and shock-free gear operation, regardless of manufacturing accuracy.

На конструктивной схеме турбокомпрессора (фиг. 2) показаны: камера сгорания 25; безлопаточный сопловой аппарат (БСА) 26; рабочее колесо турбокомпрессора 1; проточная часть компрессора 2; проточная часть турбины 28; трубы подвода газа к БСА 29; канал подвода воздуха 30 на вход в компрессор 27; вал 9; форсунка подачи топлива 31; свеча поджига 32; корпус редуктора 33; воздухозаборник 34. The structural diagram of a turbocharger (Fig. 2) shows: a combustion chamber 25; bezlopatochny nozzle device (BSA) 26; impeller of turbocharger 1; flow part of the compressor 2; the flow part of the turbine 28; gas supply pipes to BSA 29; a channel for supplying air 30 to the inlet to the compressor 27; shaft 9; fuel injector 31; ignition candle 32; gear housing 33; air intake 34.

Особенность работы турбокомпрессора по изобретению заключается в применении БСА для турбины к которому газ подводится по трубам 29, что позволяет между трубами 29 выполнить подводы воздуха 30 к компрессору 27, а камеру сгорания 25 выполнить кольцевой вокруг вала 9 с вращающейся на нем топливной форсункой 31. A feature of the operation of the turbocompressor according to the invention is the use of BSA for a turbine to which gas is supplied through pipes 29, which allows air supply 30 to the compressor 27 between the pipes 29, and the combustion chamber 25 to be annular around the shaft 9 with a fuel nozzle 31 rotating on it.

Наружная стенка камеры сгорания и турбины обтекается воздухом, который имеет небольшую закрутку. Пыль, содержащаяся в таком потоке воздуха, сепарируется, а чистый воздух поступает в воздухозаборник 34 и по каналам 30 подводится на вход компрессора 27. Сжатый в компрессоре воздух обдувает и охлаждает БСА с внутренней стороны и далее между газовыми трубами 29 и воздушными каналами 30 поступает в камеру сгорания топлива 25. Топливо подается в камеру сгорания 25 через форсунку 31 на валу 9. К вращающейся форсунке топливо подводится по каналу в корпусе 33. The outer wall of the combustion chamber and turbine is surrounded by air, which has a small twist. The dust contained in such a stream of air is separated, and clean air enters the air intake 34 and is supplied through the channels 30 to the inlet of the compressor 27. The compressed air in the compressor blows and cools the BSA from the inside and then between the gas pipes 29 and the air channels 30 the combustion chamber of fuel 25. Fuel is supplied to the combustion chamber 25 through the nozzle 31 on the shaft 9. To the rotating nozzle, the fuel is supplied through a channel in the housing 33.

Конструкция турбокомпрессора по изобретению имеет минимальное количество деталей потому, что внутренние стенки охлаждаются закомпрессорным воздухом, внешняя стенка охлаждается потоком холодного воздуха второго контура, а для очистки воздуха от пыли специальных деталей нет. The design of the turbocharger according to the invention has a minimum number of parts because the inner walls are cooled by compressor air, the outer wall is cooled by a stream of cold air from the secondary circuit, and there are no special parts to clean the air from dust.

На фиг. 3 изображены: внешняя стенка 35; рабочее колесо вентилятора 36; наружная стенка турбины 37; рабочее колесо турбины 38; составляющие скорости потока в струе за соплом оси 39; окружные составляющие скорости 40; вихревое движение воздуха в зоне отрыва струи 41; передняя кромка воздухозаборника 34; направление потока воздуха на вход в компрессор 43; направление потока пыли 44. In FIG. 3 shows: outer wall 35; fan impeller 36; the outer wall of the turbine 37; turbine impeller 38; components of the flow velocity in the stream behind the nozzle axis 39; circumferential velocity components 40; swirling air movement in the separation zone of the jet 41; front edge of the air intake 34; air flow direction to compressor inlet 43; dust flow direction 44.

Окружные составляющие скорости 40 увеличиваются с уменьшением радиуса. Пропорционально квадрату увеличения окружной скорости изменяется величина понижения давления в струе. Наименьшее статическое давление достигается в струе газа за рабочим колесом турбины. The peripheral components of speed 40 increase with decreasing radius. In proportion to the square of the increase in peripheral speed, the magnitude of the decrease in pressure in the jet changes. The lowest static pressure is achieved in the gas stream behind the impeller of the turbine.

Понижение статического давления за колесом турбины увеличивает мощность турбины, которая реализуется в увеличении тяги сопла второго контура, и повышает потери тяги от понижения давления за турбиной и наличия закрутки струи. Lowering the static pressure behind the turbine wheel increases the power of the turbine, which is realized by increasing the thrust of the nozzle of the second circuit, and increases the loss of thrust from lowering the pressure behind the turbine and the presence of a swirl of the jet.

Для демонстрации эффективности изобретения, на фиг. 4 показан вариант исполнения малоразмерного турбовентиляторного двигателя. To demonstrate the effectiveness of the invention, FIG. 4 shows an embodiment of a small turbofan engine.

Турбовентиляторный газотурбинный двигатель (см. фиг. 4) состоит из консольного турбокомпрессора 1, с безлопаточным сопловым аппаратом 26, с вращающейся топливной форсункой и каналом подвода воздуха к компрессору 34 (по изобретению). A turbofan gas turbine engine (see Fig. 4) consists of a cantilever turbocharger 1, with a bladeless nozzle apparatus 26, with a rotating fuel nozzle and an air supply channel to the compressor 34 (according to the invention).

Двигатель включает в себя редуктор с шестернями 15 в корпусе 19, который может смещаться в окружном направлении, но смещение ограничивается гидроцилиндрами (по изобретению). The engine includes a gearbox with gears 15 in the housing 19, which can be displaced in the circumferential direction, but the displacement is limited by hydraulic cylinders (according to the invention).

На валу 9 выполнено рабочее колесо вентилятора 12 без спрямляющего аппарата. Воздух за вентилятором обтекает и охлаждает стенку турбины, создает пониженное давление за рабочим колесом турбины (по изобретению). On the shaft 9 the impeller of the fan 12 is made without a straightener. Air behind the fan flows around and cools the turbine wall, creates reduced pressure behind the turbine impeller (according to the invention).

На валу 9 выполнена шестерня 42, от которой с помощью шестерен 43, 44, 45 приводятся во вращение приводы коробки объектовых агрегатов. A gear 42 is made on the shaft 9, from which the gears of the object assembly box are driven by gears 43, 44, 45.

Двигательные агрегаты 46 приводятся во вращение рессорой 47. The motor units 46 are driven by a spring 47.

Двигатель крепится к транспортному средству с помощью фланца 48, к которому подведены все топливные, маслянные, электрические и электронные коммуникации. The engine is mounted to the vehicle using a flange 48, to which all fuel, oil, electrical and electronic communications are connected.

Достоинство двигателя заключается в его простоте, малом весе, низкой стоимости. The advantage of the engine is its simplicity, low weight, low cost.

ИСТОЧНИКИ ИНФОРМАЦИИ
1. ЦИАМ Иностранные авиационные двигатели, 1984 г. С. 281. Вспомогательная силовая установка с радиальной турбиной. GTCP36-100.SOURCES OF INFORMATION
1. TsIAM Foreign Aircraft Engines, 1984, pp. 281. Auxiliary power plant with a radial turbine. GTCP36-100.

2. Шнеэ А. И. , Хайновский Я.С. Газовые турбины, часть 2. Киев, "Вища школа", 1977 г. Стр. 198, рис. 9.34. Стр. 254, рис. 9.95. 2. Shnee A.I., Khaynovsky Ya.S. Gas turbines, part 2. Kiev, "Vishcha school", 1977, pp. 198, fig. 9.34. Page 254, fig. 9.95.

3. ЦИАМ Иностранные авиационные двигатели, 1984 г. Стр. 211. ТВД-ДАРТ" RДа.7. 3. CIAM Foreign Aircraft Engines, 1984 p. 211. TVD-DART "R Yes. 7.

4. ЦИАМ Иностранные авиационные двигатели, 1978 г. Стр. 9. ТРДД ALF5021. 4. CIAM Foreign Aircraft Engines, 1978, pp. 9. Turbofan engine ALF5021.

5. ЦИАМ Иностранные авиационные двигатели, 1984 г. Стр. 285. Вспомогательная силовая установка. ВСУGТСР36-201. 5. CIAM Foreign Aircraft Engines, 1984 p. 285. Auxiliary power unit. ВСУГТСР36-201.

6. Шнеэ А. И. , Хайновский Я.С. Газовые турбины", часть 2. Киев, "Вища школа", 1977 г. Стр. 130, рис. 8.17
7. ЦИАМ Иностранные авиационные двигатели, 1978 г. Стр. 148, 150. Схема ТРДД "Астофан IV".6. Schnee A. I., Hainovsky YS. Gas turbines ", part 2. Kiev," Vishcha school ", 1977. Page 130, Fig. 8.17
7. CIAM Foreign Aircraft Engines, 1978, pp. 148, 150. Scheme of turbofan engine "Astofan IV".

8. Розенберг Г.Ш. Судовые центростремительные газовые турбины. Стр. 175. БМВ6012. (Л.: Судостроение, 1964 г.). 8. Rosenberg G.Sh. Ship centripetal gas turbines. Page 175. BMW 6012. (L .: Shipbuilding, 1964).

9. Шерстюк А.Н., Зарянкин А.Е. Радиальные осевые турбины малой мощности. М.: Машиностроение, 1976 г. С. 61-65. 9. Sherstyuk A.N., Zaryankin A.E. Low power radial axial turbines. M .: Mechanical engineering, 1976, S. 61-65.

10. ЦИАМ Иностранные авиационные двигатели, 1978 г. С. 157-158. ТРДД JNT5Д-4. 10. TsIAM Foreign Aircraft Engines, 1978, pp. 157-158. TRDD JNT5D-4.

11. Шерстюк А.Н., Зарянкин А.Е. Радиальные осевые турбины малой мощности. М.: Машиностроение, 1976 г. С. 127, 140. 11. Sherstyuk A.N., Zaryankin A.E. Low power radial axial turbines. M .: Engineering, 1976, p. 127, 140.

12. США, патент N 4301649, публикация 14.10.1981 г., том 1012 N 4 Однороторный двигатель с турбиной, работающей при давлении на выходе ниже атмосферного давления. 12. USA, patent N 4301649, publication 10/14/1981, volume 1012 N 4 Single-rotor engine with a turbine operating at an outlet pressure below atmospheric pressure.

13. NAVAL ENGINEERS JOURNAL, Desember 1974, volume 86, number 6, стр. 87, фиг. 11. 13. NAVAL ENGINEERS JOURNAL, Desember 1974, volume 86, number 6, p. 87, FIG. eleven.

14. ЦИАМ Иностранные авиационные двигатели, 1978 г. С. 14. ТРДД CF6-50. 14. CIAM Foreign Aircraft Engines, 1978, p. 14. Turbofan engine CF6-50.

15. ЦИАМ Иностранные авиационные двигатели, 1984 г. С. 87. Перспективный двухвальный ТРД 2000 г. 15. TsIAM Foreign Aircraft Engines, 1984, p. 87. Promising twin-shaft turbojet engine 2000

16. Строганов Г.Б. Технологическое обеспечение авиационные производства, 2-е издание. М.: Машиностроение, 1991 г. С. 261, рис. 3.18, С. 260-262. Установка ВХУ-1. 16. Stroganov G.B. Technological support for aviation production, 2nd edition. M.: Engineering, 1991, S. 261, Fig. 3.18, S. 260-262. Installation of VHU-1.

Claims

1. A gas turbine engine containing a compressor, a combustion chamber with a nozzle located in the turbine body, having a nozzle apparatus installed at the inlet, a turbocompressor shaft, a gearbox with gears and a shaft, characterized in that the gears of the gearbox are provided with housings that can be moved in the circumferential direction and connected to the pistons of the cylinders filled with brake fluid, the turbocharger shaft is located inside the gearbox shaft and is installed with the possibility of opposite rotation relative to after of the day.

2. The engine according to claim 1, characterized in that it is equipped with a fan for blowing the outer wall of the turbine housing mounted on the gearbox shaft, the turbine housing is made with a decreasing diameter, and the fan outlet is connected to the turbine outlet.

3. The engine according to claim 1, characterized in that between the pipes for supplying gas to the turbine from the combustion chamber, channels for supplying air to the compressor are made.