RU2359144C1

RU2359144C1 - Screw blower aircraft gas turbine engine

Info

Publication number: RU2359144C1
Application number: RU2007147146/06A
Authority: RU
Inventors: Николай Борисович Болотин (RU); Николай Борисович Болотин
Original assignee: Николай Борисович Болотин
Priority date: 2007-12-18
Filing date: 2007-12-18
Publication date: 2009-06-20

Abstract

FIELD: engines and pumps.

SUBSTANCE: screw blower aircraft gas turbine engine comprises turbo compressor with a housing, compressor, combustion chamber with its outlet communicating, via gas channel, with the turbine, and a screw-type blower linked up with the turbine via a magnetic coupling. The said magnetic coupling comprises a driving half-coupling arranged in the turbine, for example, on its vanes and driven half-coupling mounted on the compressor housing. The two-cascade turbo compressor allows rotating the cascades in opposite directions. The two-stage screw blower includes the front and rear stage arranged to revolve in opposite directions.

EFFECT: higher efficiency and reliability.

2 cl, 3 dwg

Description

Изобретение относится к двигателестроению, в том числе к авиационным и стационарным двигателям.The invention relates to engine building, including aircraft and stationary engines.

Известна силовая установка по патенту РФ №2189477, которая содержит газотурбинный двигатель - ГТД, газовый тракт, соединяющий этот газотурбинный двигатель со свободной турбиной, и нагрузку в виде электрогенератора, вал которого подсоединен к валу свободной турбины через муфту.A known power plant according to the patent of the Russian Federation No. 2189477, which contains a gas turbine engine - gas turbine engine, a gas path connecting this gas turbine engine with a free turbine, and a load in the form of an electric generator, the shaft of which is connected to the shaft of the free turbine through a coupling.

Недостатком этой силовой установки является то, что она имеет низкий КПД около 20%, что почти в 2 раза меньше, чем у современных дизельных установок.The disadvantage of this power plant is that it has a low efficiency of about 20%, which is almost 2 times less than that of modern diesel plants.

Недостатком этого двигателя является низкий КПД силовой установки.The disadvantage of this engine is the low efficiency of the power plant.

Известен газотурбинный двигатель по патенту РФ №2252316, который содержит турбокомпрессор, состоящий из компрессора, камеры сгорания и турбины, и не менее двух электрических машин (электрогенератор и электродвигатель), встроенных в турбокомпрессор. Система постоянных магнитов установлена на внутренней поверхности ротора турбокомпрессора, а статор электрической машины установлен на корпусе подшипниковой опоры, т.е. на малом диаметре.A gas turbine engine is known according to the patent of the Russian Federation No. 22252316, which contains a turbocompressor consisting of a compressor, a combustion chamber and a turbine, and at least two electric machines (electric generator and electric motor) built into the turbocompressor. The system of permanent magnets is installed on the inner surface of the rotor of the turbocompressor, and the stator of the electric machine is installed on the housing of the bearing support, i.e. on a small diameter.

Недостаток - низкая мощность электрогенератора и электродвигателя из-за их расположения на небольшом диаметре.The disadvantage is the low power of the electric generator and electric motor due to their location on a small diameter.

Известен газотурбинный двигатель по патенту Великобритании №1341241, турбокомпрессор, состоящий из компрессора, камеры сгорания и турбины, и не менее двух электрических машин (электрогенератор и электродвигатель), встроенных в турбокомпрессор. Система постоянных магнитов установлена на внутренней поверхности ротора турбокомпрессора, а статор электрической машины установлен на корпусе подшипниковой опоры, т.е. на малом диаметре.Known gas turbine engine according to British patent No. 1341241, a turbocompressor, consisting of a compressor, a combustion chamber and a turbine, and at least two electric machines (electric generator and electric motor) built into the turbocompressor. The system of permanent magnets is installed on the inner surface of the rotor of the turbocompressor, and the stator of the electric machine is installed on the housing of the bearing support, i.e. on a small diameter.

Недостатки этого двигателя: очень маленькая мощность электрических машин, связанная с тем, что они размещены на малом диаметре и имеют по одной ступени.The disadvantages of this engine: the very small power of electric machines, due to the fact that they are placed on a small diameter and have one step.

Известен винтовентиляторный газотурбинный двигатель по патенту РФ №2075658, прототип, содержащий турбокомпрессор с корпусом, компрессором, камерой сгорания, выход из которой соединен газовым трактом с турбиной, и винтовентилятор.Known for a gas turbine fan engine according to the patent of the Russian Federation No. 2075658, a prototype containing a turbocompressor with a housing, a compressor, a combustion chamber, the output of which is connected by a gas path to the turbine, and a fan.

Недостатки двигателя: малая мощность электрических машин, надежность и экономичность.Disadvantages of the engine: low power of electric machines, reliability and efficiency.

Задачи создания изобретения: повышение мощности электрических машин, экономичности и надежности турбовинтового газотурбинного двигателя.Objectives of the invention: increasing the power of electric machines, the efficiency and reliability of a turboprop gas turbine engine.

Решение указанных задач достигнуто за счет того, что винтовентиляторный авиационный газотурбинный двигатель, содержащий турбокомпрессор с корпусом, компрессором, камерой сгорания, выход из которой соединен газовым трактом с турбиной, и винтовентилятор, отличается тем, винтовентилятор соединен с турбиной через магнитную муфту. Магнитная муфта выполнена на корпусе турбокомпрессора и содержит ведущую полумуфту, установленную в турбине, например, на ее рабочих лопатках, и ведомую полумуфту, установленную на корпусе турбокомпрессора. Турбокомпрессор может быть выполнен двухкаскадным с возможностью вращения каскадов в противоположные стороны, винтовентилятор выполнен двухступенчатым и содержит переднюю и заднюю ступени, выполненные также с возможностью вращения в противоположные стороны.The solution to these problems was achieved due to the fact that the propeller-driven aircraft gas turbine engine containing a turbocompressor with a housing, a compressor, a combustion chamber, the outlet of which is connected by a gas path to the turbine, and the propeller, differs in that the propeller is connected to the turbine through a magnetic coupling. The magnetic coupling is made on the turbocharger housing and comprises a leading coupling half mounted in the turbine, for example, on its working blades, and a driven coupling half mounted on the turbocharger housing. The turbocharger can be made two-stage with the possibility of rotation of the cascades in opposite directions, the fan is made of two stages and includes front and rear stages, also made to rotate in opposite directions.

Предложенное техническое решение обладает новизной, изобретательским уровнем и промышленной применимостью, что подтверждается проведенными патентными исследованиями. Для реализации изобретения достаточно применения известных узлов и деталей, ранее разработанных и реализованных в конструкции газотурбинных двигателей и в машиностроении.The proposed technical solution has novelty, inventive step and industrial applicability, as evidenced by patent research. To implement the invention, it is sufficient to use the known components and parts previously developed and implemented in the design of gas turbine engines and in mechanical engineering.

Сущность изобретения поясняется на фиг.1…3, где:The invention is illustrated in figure 1 ... 3, where:

на фиг.1 приведена схема винтовентиляторного газотурбинного авиационного двигателя,figure 1 shows a diagram of a propeller-driven gas turbine aircraft engine,

на фиг.2 приведена схема двигателя с одной ступенью винтовентилятора,figure 2 shows a diagram of an engine with one stage propeller fan,

на фиг.3 приведена схема двигателя с двумя ступенями винтовентилятора.figure 3 shows a diagram of an engine with two stages of fan.

Предложенное техническое решение (фиг.1) содержит турбокомпрессор 1, содержащий компрессор 2, камеру сгорания 3 и турбину 4 и выхлопное устройство 5. Ротор компрессора 6 соединен с валом турбогенератора 7 (фиг.1 и 2).The proposed solution (Fig. 1) comprises a turbocompressor 1, comprising a compressor 2, a combustion chamber 3 and a turbine 4 and an exhaust device 5. The rotor of the compressor 6 is connected to the shaft of the turbogenerator 7 (Figs. 1 and 2).

Винтовентиляторный авиационный газотурбинный двигатель (фиг.1) содержит систему топливоподачи с топливопроводом низкого давления 8, подключенным ко входу в топливный насос 9, имеющий привод 10, топливопровод высокого давления 11, вход которого соединен с топливным насосом 9, а выход соединен с кольцевым коллектором 12, кольцевой коллектор 12 соединен с форсунками 13 камеры сгорания 3.A propeller-driven aviation gas turbine engine (Fig. 1) comprises a fuel supply system with a low pressure fuel pipe 8 connected to an input of a fuel pump 9 having a drive 10, a high pressure fuel pipe 11, an input of which is connected to a fuel pump 9, and an output connected to an annular manifold 12 , the annular manifold 12 is connected to the nozzles 13 of the combustion chamber 3.

Компрессор 2 содержит статор компрессора 14 с корпусом турбокомпрессора 16 и ротор компрессора 6. Кроме того, компрессор 2 содержит направляющие лопатки компрессора 17 и образующие ротор компрессора 6 рабочие лопатки компрессора 18.Compressor 2 comprises a compressor stator 14 with a turbocompressor housing 16 and a compressor rotor 6. In addition, the compressor 2 comprises guide vanes of the compressor 17 and rotor blades of the compressor 18 forming the rotor of the compressor 6.

Турбина 4 содержит статор турбины 19 и ротор турбины 20, который кинематически связан с валом турбокомпрессора 7 и ротором компрессора 6. Кроме того, турбина 4 содержит сопловые аппараты турбины 21 и рабочие лопатки турбины 22 (количество ступеней свободной турбины может быть от одной до нескольких).The turbine 4 includes a turbine stator 19 and a turbine rotor 20, which is kinematically connected with the shaft of the turbocompressor 7 and the rotor of the compressor 6. In addition, the turbine 4 contains nozzle apparatuses of the turbine 21 and rotor blades of the turbine 22 (the number of stages of a free turbine can be from one to several) .

Далее находятся опора турбины 23 и выхлопное устройство 5.Next are the support of the turbine 23 and the exhaust device 5.

В передней части турбокомпрессора 1 установлен винтовентилятор 24 (фиг.1 и 2). Винтовентилятор - устройство для нагнетания (сжатия) воздуха, занимает промежуточное положение между воздушным винтом и вентилятором. Применительно к авиационным двигателям винтом считается устройство, имеющее от 2-х до 4-х лопастей. Вентилятор имеет значительное число лопаток от 14 до 50 и более, т.е. он практически не отличается от осевого компрессора. Винтовентилятор имеет от 5 до 13 лопаток. Применение воздушного винта позволяет создать авиационный двигатель, имеющий высокую экономичность, но из-за большого диаметра имеет ограничения по скорости полета и создает большой уровень шума. Двухконтурный двигатель с вентилятором позволяет спроектировать ГТД для полетов на сверхзвуковых скоростях, но значительно уступает по экономичности двигателям, имеющим воздушные винты, например турбовинтовым газотурбинным двигателям. Применение винтовентиляторов является новейшим направлением в авиадвигателестроении и позволит объединить положительные свойства двух типов авиационных двигателей, описанных выше, и устранить все недостатки.In front of the turbocharger 1 is installed a fan fan 24 (figures 1 and 2). A rotor fan is a device for forcing (compressing) air; it occupies an intermediate position between the propeller and the fan. In relation to aircraft engines, a screw is a device that has from 2 to 4 blades. The fan has a significant number of blades from 14 to 50 or more, i.e. It is practically no different from an axial compressor. The rotor fan has from 5 to 13 blades. The use of a propeller allows you to create an aircraft engine with high efficiency, but because of the large diameter it has limitations on flight speed and creates a large noise level. A dual-circuit engine with a fan allows designing a gas turbine engine for flights at supersonic speeds, but is significantly inferior in terms of efficiency to engines with propellers, such as turboprop gas turbine engines. The use of screw fans is the newest direction in aircraft engine building and will allow combining the positive properties of the two types of aircraft engines described above and eliminating all the disadvantages.

Винтовентилятор 24 соединен с ротором компрессора 6 посредством магнитной муфты 25, имеющей ведущую полумуфту 26 с ведущими магнитами 27 и ведомую полумуфту 28 с ведомыми магнитами 29. На ведомой полумуфте 28 закреплен винтовентилятор 24. Возможно применение схемы двигателя с двумя ступенями винтовентилятора передней 30 и задней 31 (фиг.3), имеющими возможность вращения в противоположные стороны. В этом варианте двигателя компрессор 2 выполнен двухкаскадным (фиг.3), т.е. содержит ротор компрессора низкого давления 32 и ротор компрессора высокого давления 33, соответственно с внутренним валом 34 и внешним валом 35, не связанными кинематически между собой. Роторы 32 и 33 выполнены так, что при работе всегда вращаются в противоположные стороны. Это достигнуто за счет разных углов установки направляющих и рабочих лопаток в обоих каскадах компрессора. Противоположное вращение уменьшает реактивный момент, действующий на крыло самолета, и гироскопический эффект, создающий радиальные нагрузки на подшипники двигателя.The rotor fan 24 is connected to the compressor rotor 6 by means of a magnetic coupling 25 having a driving coupling half 26 with driving magnets 27 and a driven coupling half 28 with driven magnets 29. A fan-fan 24 is mounted on the driven coupling half 28. It is possible to use an engine circuit with two stages of the front fan assembly 30 and the rear 31 (figure 3), with the possibility of rotation in opposite directions. In this embodiment of the engine, the compressor 2 is made in two stages (Fig. 3), i.e. contains the rotor of the low pressure compressor 32 and the rotor of the high pressure compressor 33, respectively, with the inner shaft 34 and the outer shaft 35, not kinematically connected to each other. The rotors 32 and 33 are designed so that during operation they always rotate in opposite directions. This is achieved due to the different angles of installation of the guides and rotor blades in both stages of the compressor. Opposite rotation reduces the reactive moment acting on the wing of the aircraft and the gyroscopic effect, which creates radial loads on the engine bearings.

Винтовентиляторы 30 и 31 могут быть установлены внутри обтекателя 36. Это позволит устранить радиальное перетекание воздуха и увеличить КПД двигателя. Кроме того, обтекатель снижает шум двигателя.Screw fans 30 and 31 can be installed inside the fairing 36. This will eliminate the radial flow of air and increase engine efficiency. In addition, the fairing reduces engine noise.

При работе винтовентиляторного авиационного газотурбинного двигателя осуществляют его запуск путем подачи электроэнергии на стартер от внешнего источника энергии (на фиг.1…3 не показано). Потом включают привод топливного насоса 10, и топливный насос 9 подает топливо в камеру сгорания 3, точнее в форсунки 13, где оно воспламеняется при помощи электрозапальника (на фиг.1…3 электрозапальник не показан). Турбина 4 раскручивается и раскручивает ротор компрессора 6. Через магнитные муфты 25 приводятся в действие винтовентиляторы 30 и 31, а внешний источник энергии отключается.When operating a propeller-driven aviation gas turbine engine, it is started by supplying electric power to the starter from an external energy source (not shown in FIGS. 1 ... 3). Then, the drive of the fuel pump 10 is turned on, and the fuel pump 9 delivers the fuel to the combustion chamber 3, more precisely, to the nozzles 13, where it is ignited using an electric fuse (in FIGS. 1 ... 3, an electric fuse is not shown). The turbine 4 spins up and spins the rotor of the compressor 6. Through the magnetic couplings 25, the fan fans 30 and 31 are driven, and the external power source is turned off.

При остановке винтовентиляторного авиационного газотурбинного двигателя все операции осуществляются в обратной последовательности. Необходимость в применении тяжелого и дорогостоящего редуктора, который применяется, например, на двигателе НК 12 MB отпадает. Ступени винтовентилятора 30 и 31 (если в схеме двигателя применены две ступени винтовентилятора) вращаются в противоположные стороны с примерно одинаковыми частотами вращения.When the propeller-driven aircraft gas turbine engine stops, all operations are carried out in the reverse order. There is no need to use a heavy and expensive gearbox, which is used, for example, on an NK 12 MB engine. The stages of the fan heater 30 and 31 (if two stages of the fan heater are used in the engine circuit) rotate in opposite directions with approximately the same rotational speeds.

Применение изобретения позволило:The application of the invention allowed:

1. Повысить КПД винтовентиляторного авиационного газотурбинного двигателя за счет более рациональной компоновки двигателя, наличия винтовентилятора, дающего дополнительную тягу, отсутствия жесткой кинематической связи между компрессором и винтовентилятором. Это позволило спроектировать оптимальные компрессор, воздушные винты и турбину, например, на разные рабочие обороты и оптимально согласовать их совместную работу.1. To increase the efficiency of a propeller-driven aircraft gas-turbine engine due to a more rational layout of the engine, the presence of a propeller-fan giving additional traction, and the absence of a rigid kinematic connection between the compressor and the propeller-fan. This allowed us to design the optimal compressor, propellers and turbine, for example, at different operating speeds and optimally coordinate their joint work.

2. Улучшить надежность винтовентиляторного авиационного газотурбинного двигателя за счет размещения магнитной муфты вне двигателя в зоне низких температур на компрессоре, предпочтительно ближе к его входу и на максимально возможном диаметре.2. To improve the reliability of a propeller-driven aircraft gas turbine engine by placing a magnetic coupling outside the engine in the low temperature zone on the compressor, preferably closer to its inlet and at the maximum possible diameter.

3. Облегчить запуск за счет раскрутки только ротора компрессора, без раскручивания винтовентилятора.3. Facilitate starting by spinning up only the compressor rotor, without spinning the fan heater.

4. Облегчить условия работы винтовентилятора за счет отсутствия его механической связи с валом турбокомпрессора и возможности их взаимного проскальзывания и работы на различающихся частотах вращения.4. To facilitate the operating conditions of the fan heater due to the lack of its mechanical connection with the turbocompressor shaft and the possibility of their mutual slippage and operation at different rotational speeds.

5. Уменьшить вес и габариты двигателя за счет отсутствия редуктора между компрессором и винтовентилятором.5. Reduce the weight and dimensions of the engine due to the absence of a gearbox between the compressor and the fan.

6. Обеспечить противоположное вращение ступеней винтовентиляторов без применения редуктора в схеме с двумя ступенями винтовентилятора.6. Ensure the opposite rotation of the stages of the fan without the use of a gearbox in the scheme with two stages of the fan.

Claims

1. Aircraft fan gas turbine engine containing a turbocharger with a housing, a compressor, a combustion chamber, the output of which is connected by a gas path to the turbine, and a rotor fan, characterized in that the rotor fan is connected to the turbine through a magnetic coupling, while the magnetic coupling contains a drive coupling half installed in a turbine, for example, on its working blades, and a driven coupling half mounted on the turbocharger body.

2. Aircraft fan gas turbine engine according to claim 1, characterized in that the turbocharger is made two-stage with the possibility of rotation of the cascades in opposite directions, the fan is made of two stages and includes front and rear stages, also made to rotate in opposite directions.