RU2379523C2 - Винтовентиляторный авиационный двигатель - Google Patents

Винтовентиляторный авиационный двигатель Download PDF

Info

Publication number
RU2379523C2
RU2379523C2 RU2007147567/06A RU2007147567A RU2379523C2 RU 2379523 C2 RU2379523 C2 RU 2379523C2 RU 2007147567/06 A RU2007147567/06 A RU 2007147567/06A RU 2007147567 A RU2007147567 A RU 2007147567A RU 2379523 C2 RU2379523 C2 RU 2379523C2
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
fan
compressor
engine
stage
coupling
Prior art date
Application number
RU2007147567/06A
Other languages
English (en)
Other versions
RU2007147567A (ru
Inventor
Николай Борисович Болотин (RU)
Николай Борисович Болотин
Original Assignee
Николай Борисович Болотин
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 Николай Борисович Болотин filed Critical Николай Борисович Болотин
Priority to RU2007147567/06A priority Critical patent/RU2379523C2/ru
Publication of RU2007147567A publication Critical patent/RU2007147567A/ru
Application granted granted Critical
Publication of RU2379523C2 publication Critical patent/RU2379523C2/ru

Links

Images

Abstract

Винтовентиляторный авиационный двигатель содержит турбокомпрессор с корпусом, компрессором, камерой сгорания, выход из которой соединен газовым трактом с турбиной, и двухступенчатый винтовентилятор. Одна ступень винтовентилятора соединена с компрессором через магнитную муфту, а другая ступень винтовентилятора соединена с первой ступенью через реверсивный редуктор. Магнитная муфта содержит полумуфту, установленную в компрессоре, например, на его рабочих лопатках, и ведомую полумуфту, установленную на корпусе турбокомпрессора. Ступени винтовентилятора размещены внутри обтекателя. Изобретение направлено на повышение КПД и надежности авиационного двигателя. 2 з.п. ф-лы, 3 ил.

Description

Изобретение относится к двигателестроению, в том числе к авиационным и стационарным двигателям.
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.
Недостатком этой силовой установки является то, что она имеет низкий КПД около 20%, что почти в 2 раза меньше, чем у современных дизельных установок.
Недостатками этого двигателя является низкий КПД силовой установки.
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.
Недостаток - низкая мощность электрогенератора и электродвигателя из-за их расположения на небольшом диаметре.
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.
Недостатки этого двигателя: очень маленькая мощность электрических машин, связанная с тем, что они размещены на малом диаметре и имеют по одной ступени. Кроме того - возникают проблемы с охлаждением обмоток статора, размещенных внутри двигателя в зоне высоких температур, которая достигает для современных ГТД 1500°С. Большой электрический ток дополнительно нагревает обмотки электрогенератора и электродвигателя и делает проблему их охлаждения практически неразрешимой при расположении обмоток в зоне высоких температур. Такая конструкция применима для использования электрической машины в качестве стартера или в качестве вспомогательного электрогенератора для питания агрегатов газотурбинного двигателя и самолета. Кроме того, газотурбинный двигатель имеет низкий КПД (экономичность) и для его запуска требуется большая мощность стартера из-за инерционности его роторов.
Задачи создания изобретения: повышение мощности электрических машин, экономичности и надежности турбовинтового газотурбинного двигателя.
Решение указанных задач достигнуто за счет того, что винтовентиляторный авиационный двигатель, содержащий турбокомпрессор с корпусом, компрессором, камерой сгорания, выход из которой соединен газовым трактом с турбиной, и двухступенчатый винтовентилятор, отличающийся тем, что одна ступень винтовентилятора соединена с компрессором через магнитную муфту, а другая ступень винтовентилятора соединена с первой ступенью через реверсивный редуктор. Магнитная муфта выполнена на корпусе турбокомпрессора и содержит ведомую полумуфту, установленную в компрессоре, например, на его рабочих лопатках, и ведомую полумуфту, установленную на корпусе турбокомпрессора. Ступени винтовентилятора могут быть размещены внутри обтекателя.
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.
Сущность изобретения поясняется на фиг.1…3, где:
на фиг.1 приведена схема винтовентиляторного газотурбинного авиационного двигателя,
на фиг.2 приведена схема двигателя с одной ступенью винтовентилятора,
на фиг.3 приведена схема двигателя с двумя ступенями винтовентилятора.
Предложенное техническое решение (фиг.1) содержит турбокомпрессор 1, содержащий компрессор 2, камеру сгорания 3 и турбину 4 и выхлопное устройство 5. Ротор 6 компрессора 2 соединен с валом 7 турбогенератора 1 (фиг.1 и 2).
Турбовинтовой 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.
Компрессор 2 содержит статор 14, опоры 15 и корпус 16, ротор 6 компрессора 2. Кроме того, компрессор 2 содержит направляющие лопатки 17 и образующие (вместе с дисками и валом) ротор 6 рабочие лопатки 18 компрессора.
Турбина 4 содержит статор 19 и ротор 20, который кинематически связан с валом 7 турбокомпрессора 1 и ротором 6 компрессора 2. Кроме того, турбина 4 содержит сопловые аппараты 21 и рабочие лопатки 22 (количество ступеней свободной турбины может быть от одной до нескольких).
Далее находятся опора 23 и выхлопное устройство 5.
В передней части турбокомпрессора 1 установлены две ступени винтовентилятора 24 и 25 (фиг.1 и 2), которые соединены через реверсивный редуктор 26. 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.
Первая ступень винтовентилятора 24 соединена с ротором 6 компрессора 2 посредством магнитной муфты 27, имеющей ведущую полумуфту 28 с ведущими магнитами 29 и ведомую полумуфту 30 с ведомыми магнитами 31. На ведомой полумуфте 30 закреплена первая ступень винтовентилятора 24. Вторая ступень винтовентилятора 25 соединена с первой ступенью винтовентилятора 24 посредством реверсивного редуктора 26 (фиг.2 и 3) и обеспечивает возможность их вращения в противоположные стороны. Противоположное вращение уменьшает рективный момент, действующий на крыло самолета, и гироскопический эффект, создающий радиальные нагрузки на подшипники двигателя.
Ступени винтовентилятора 24 и 25 могут быть установлены внутри обтекателя 32. Это позволит устранить радиальное перетекание воздуха и увеличить КПД двигателя. Кроме того, обтекатель снижает шум двигателя.
Вторая ступень винтовентилятора 25 смонтирована на ступице 33, а первая ступень винтовентилятора 24 смонтирована на ведомой полумуфте 30. Ведомая полумуфта 30 и ступица 33 установлены на подшипниках 34, не менее двух на каждую ступень. В осевом направлении подшипники 34 зафиксированы буртами 35 и 36, выполненными на корпусе турбокомпрессора 16 для передачи осевых сил.
Реверсивный редуктор (фиг.3) содержит ведущую шестерню 37, закрепленную на ведомой полумуфте 30, блок шестерен 38 и ведомую шестерню 39, соединенную со ступицей 33.
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 магнитную муфту 27 приводится в действие первая ступень винтовентилятора 24, а внешний источник энергии отключается. Потом через реверсивный редуктор 26 раскручивается вторая ступень винтовентилятора 25. Ступени винтовентилятора 24 и 25 создают дополнительную силу тяги, которая может быть больше силы тяги, создаваемой выхлопным устройством 5.
При останове 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 24 и 25 (если в схеме двигателя применено две ступени винтовентилятора) вращаются в противоположные стороны с примерно одинаковыми частотами вращения.
Применение изобретения позволило:
1. Повысить КПД винтовентиляторного авиационного 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.
2. Улучшить надежность винтовентиляторного авиационного двигателя за счет размещения магнитной муфты вне двигателя в зоне низких температур на компрессоре, предпочтительно ближе к его входу и на максимально возможном диаметре.
3. Облегчить запуск за счет раскрутки только ротора компрессора, без раскручивания винтовентилятора.
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.
5. Уменьшить вес и габариты двигателя за счет отсутствия редуктора между компрессором и винтовентилятором и применения более простого реверсивного редуктора между двумя ступенями винтовентилятора.
6. Обеспечить противоположное вращение ступеней винтовентиляторов.

Claims (3)

1. Винтовентиляторный авиационный двигатель, содержащий турбокомпрессор с корпусом, компрессором, камерой сгорания, выход из которой соединен газовым трактом с турбиной, и двухступенчатый винтовентилятор, отличающийся тем, что одна ступень винтовентилятора соединена с компрессором через магнитную муфту, а другая ступень винтовентилятора соединена с первой ступенью через реверсивный редуктор.
2. Винтовентиляторный авиационный двигатель по п.1, отличающийся тем, что магнитная муфта содержит полумуфту, установленную в компрессоре, например, на его рабочих лопатках и ведомую полумуфту, установленную на корпусе турбокомпрессора.
3. Винтовентиляторный авиационный двигатель по п.1 или 2, отличающийся тем, что ступени винтовентилятора размещены внутри обтекателя.
RU2007147567/06A 2007-12-19 2007-12-19 Винтовентиляторный авиационный двигатель RU2379523C2 (ru)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2007147567/06A RU2379523C2 (ru) 2007-12-19 2007-12-19 Винтовентиляторный авиационный двигатель

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2007147567/06A RU2379523C2 (ru) 2007-12-19 2007-12-19 Винтовентиляторный авиационный двигатель

Publications (2)

Publication Number Publication Date
RU2007147567A RU2007147567A (ru) 2009-06-27
RU2379523C2 true RU2379523C2 (ru) 2010-01-20

Family

ID=41026686

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2007147567/06A RU2379523C2 (ru) 2007-12-19 2007-12-19 Винтовентиляторный авиационный двигатель

Country Status (1)

Country Link
RU (1) RU2379523C2 (ru)

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2672985C2 (ru) * 2017-03-20 2018-11-21 Владимир Владимирович Черепанов Камера сгорания газотурбинной установки

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2672985C2 (ru) * 2017-03-20 2018-11-21 Владимир Владимирович Черепанов Камера сгорания газотурбинной установки

Also Published As

Publication number Publication date
RU2007147567A (ru) 2009-06-27

Similar Documents

Publication Publication Date Title
US10393028B1 (en) Geared compressor for gas turbine engine
CN101652535B (zh) 用于瞬时加速和减速阶段的辅助装置
US8461704B2 (en) Gas turbine engine apparatus
US7040082B2 (en) Assistance and emergency drive for electrically-driven accessories
CN1952368B (zh) 燃气轮机装置及其装配方法
US10738709B2 (en) Multi-spool gas turbine engine
US7721555B2 (en) Gas turbine with free-running generator driven by by-pass gas flow
US20160160867A1 (en) Electrically coupled counter-rotation for gas turbine compressors
WO2009137478A1 (en) Multi-spool intercooled recuperated gas turbine
RU2361783C1 (ru) Силовая установка самолета вертикального взлета и посадки
WO2022105213A1 (zh) 多转子微型燃气轮机及其启动方法
WO2022093414A1 (en) A power generaton system
RU2379523C2 (ru) Винтовентиляторный авиационный двигатель
RU2323344C1 (ru) Турбогенератор
RU2359144C1 (ru) Винтовентиляторный авиационный газотурбинный двигатель
RU2358138C1 (ru) Винтовентиляторный авиационный газотурбинный двигатель
RU2358120C1 (ru) Турбовинтовой газотурбинный двигатель
RU2359132C1 (ru) Турбовинтовой газотурбинный двигатель
RU2358119C1 (ru) Винтовентиляторный авиационный двигатель
RU2359131C1 (ru) Турбовинтовой газотурбинный двигатель
RU2359130C1 (ru) Турбовинтовой газотурбинный двигатель
US20220127969A1 (en) Gas turbine propulsion system
EP3812281B1 (en) Aircraft auxiliary power unit
EP2538020A2 (en) Gas Turbines
CN215057760U (zh) 多转子微型燃气轮机

Legal Events

Date Code Title Description
FA92 Acknowledgement of application withdrawn (lack of supplementary materials submitted)

Effective date: 20090521

FZ9A Application not withdrawn (correction of the notice of withdrawal)

Effective date: 20090730