RU2644660C1 - Газотурбинный двигатель - Google Patents
Газотурбинный двигатель Download PDFInfo
- Publication number
- RU2644660C1 RU2644660C1 RU2017107600A RU2017107600A RU2644660C1 RU 2644660 C1 RU2644660 C1 RU 2644660C1 RU 2017107600 A RU2017107600 A RU 2017107600A RU 2017107600 A RU2017107600 A RU 2017107600A RU 2644660 C1 RU2644660 C1 RU 2644660C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- gas
- turbine
- nozzle
- rotary
- power
- Prior art date
Links
Images
Classifications
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
- F02K—JET-PROPULSION PLANTS
- F02K3/00—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan
- F02K3/02—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan in which part of the working fluid by-passes the turbine and combustion chamber
- F02K3/04—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan in which part of the working fluid by-passes the turbine and combustion chamber the plant including ducted fans, i.e. fans with high volume, low pressure outputs, for augmenting the jet thrust, e.g. of double-flow type
- F02K3/075—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan in which part of the working fluid by-passes the turbine and combustion chamber the plant including ducted fans, i.e. fans with high volume, low pressure outputs, for augmenting the jet thrust, e.g. of double-flow type controlling flow ratio between flows
Landscapes
- Control Of Turbines (AREA)
- Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
Abstract
Изобретение относится к газотурбинным двигателям авиационного и наземного применения. Газотурбинный двигатель содержит газогенератор, выход которого соединен с силовой свободной турбиной. Выход из газогенератора дополнительно соединен с реактивным соплом, выполненным в виде секторов и размещенным с внешней стороны от силовой свободной турбины. На входе в силовую свободную турбину и на входе в реактивное сопло установлены сопловые аппараты с поворотными сопловыми лопатками с возможностью полного перекрытия поворотными сопловыми лопатками проходной площади газового канала на входе как реактивного сопла, так и силовой свободной турбины. Поворотные сопловые лопатки реактивного сопла и свободной силовой турбины установлены на одной геометрической оси, соединены с одним поворотным механизмом. Поворот поворотных сопловых лопаток свободной силовой турбины на перекрытие ее газового канала соответствует полному открытию поворотными сопловыми лопатками газового канала реактивного сопла. Поворот поворотных сопловых лопаток на полное закрытие газового канала реактивного сопла соответствует полному открытию поворотными сопловыми лопатками газового канала на входе в силовую свободную турбину. Изобретение позволяет превращать энергию газового потока на выходе из газогенератора в работу на валу силовой свободной турбины или в реактивную тягу на реактивном сопле двигателя, уменьшить площадь поперечного сечения газотурбинного двигателя на его выходе, синхронизировать поворот всех поворотных сопловых лопаток при минимальной массе конструкции, исключить помпаж газотурбинного двигателя, что повышает его надежность. 2 з.п. ф-лы, 4 ил.
Description
Изобретение относится к газотурбинным двигателям авиационного и наземного применения.
Известен двухвальный газотурбинный двигатель, содержащий вентилятор, газогенератор и турбину низкого давления со смесителем газового и воздушного потоков на ее выходе, а также реактивное сопло, создающее реактивную тягу двигателя (Патент RU 2250386, МПК F02C 7/06, опубл. 20.04.2005).
Недостатком такой конструкции является отсутствие возможности у такого двигателя генерировать механическую энергию - например, для привода воздушного винта.
Наиболее близким к заявляемому изобретению и принятым за прототип является газотурбинный двигатель, содержащий газогенератор и силовую свободную турбину на выходе из газогенератора (Патент RU 2225523, МПК F02C 7/06, опубл. 10.03.2004).
Недостатком известной конструкции, принятой за прототип, является невозможность получения реактивной тяги, так как вся энергия газа, истекающего из газогенератора, преобразуется в механическую работу на валу свободной силовой турбины.
Техническая задача, на решение которой направленно данное изобретение, заключается в исключении указанного недостатка путем переключения газового потока, истекающего из газогенератора, на силовую свободную турбину или на реактивное сопло, в зависимости от потребностей летательного аппарата.
Технический результат достигается тем, что в газотурбинном двигателе, содержащем газогенератор, выход которого соединен с силовой свободной турбиной, согласно изобретению выход из газогенератора дополнительно соединен с реактивным соплом, выполненным в виде секторов и размещенным с внешней стороны от силовой свободной турбины, на входе в силовую свободную турбину и на входе в реактивное сопло установлены сопловые аппараты с поворотными сопловыми лопатками с возможностью полного перекрытия поворотными сопловыми лопатками проходной площади газового канала на входе как реактивного сопла, так и силовой свободной турбины, причем поворотные сопловые лопатки реактивного сопла и силовой свободной турбины установлены на одной геометрической оси, соединены с одним поворотным механизмом и поворот поворотных сопловых лопаток силовой свободной турбины на перекрытие ее газового канала соответствует полному открытию поворотными сопловыми лопатками газового канала реактивного сопла, а поворот поворотных сопловых лопаток на полное закрытие газового канала реактивного сопла соответствует полному открытию поворотными сопловыми лопатками газового канала на входе в силовую свободную турбину.
Кроме того, согласно изобретению газогенератор выполнен двухконтурным.
Кроме того, согласно изобретению за поворотными сопловыми лопатками реактивного сопла установлен спрямляющий аппарат.
Соединение газогенератора газотурбинного двигателя на выходе с силовой свободной турбиной и дополнительно с реактивным соплом, с установкой на входе в силовую свободную турбину и в реактивное сопло сопловых аппаратов с поворотными сопловыми лопатками с возможностью полного перекрытия поворотными сопловыми лопатками проходной площади газового канала как на входе в реактивное сопло, так и в силовую свободную турбину позволяет в зависимости от потребностей летательного аппарата (например, скоростного вертолета) превращать энергию газового потока на выходе из газогенератора или в работу на валу силовой свободной турбины, или в реактивную тягу на реактивном сопле двигателя.
При этом имеется возможность получения частичной мощности на валу силовой свободной турбины и частичной тяги реактивного сопла при одновременно частично открытых сопловых аппаратах силовой свободной турбины и реактивного сопла.
Выполнение реактивного сопла с внешней стороны от силовой свободной турбины в виде отдельных секторов, позволяет уменьшить площадь поперечного сечения газотурбинного двигателя на его выходе.
Установка поворотных сопловых лопаток на одной геометрической оси и соединение их с одним поворотным механизмом позволяет синхронизировать поворот всех поворотных сопловых лопаток при минимальной массе конструкции.
Соответствие перекрытия газового канала реактивного сопла на его входе поворотными сопловыми лопатками полному открытию поворотными сопловыми лопатками газового канала на входе в силовую свободную турбину, а также соответствие перекрытия газового канала на входе в силовую свободную турбину открытию газового канала на входе в реактивное сопло исключает помпаж газотурбинного двигателя, что повышает его надежность.
На фиг. 1 показан продольный разрез газотурбинного двигателя;
на фиг. 2 показан элемент I ГТД в увеличенном виде;
на фиг. 3 показан элемент II ГТД в увеличенном виде;
на фиг. 4 показан вид А фиг. 1.
Газотурбинный двигатель 1 состоит из газогенератора 2, выход 3 которого соединен газовым каналом 4 с силовой свободной турбиной 5 и с реактивным соплом 6, расположенным с внешней стороны от силовой свободной турбины 5 в виде секторов 7 и 8.
Для повышения экономичности газогенератор 2 выполнен двухвальным и двухконтурным и включает в себя вентилятор 9, компрессор высокого давления 10, камеру сгорания 11, турбину высокого давления 12, турбину низкого давления 13 и смеситель воздушного и газового потоков 14.
На входе 15 в силовую свободную турбину 5 установлен внутренний сопловой аппарат 16, а на входе 17 в реактивное сопло 6 установлен внешний сопловой аппарат 18, каждый из которых содержит поворотные сопловые лопатки 19 и 20 соответственно. Поворотные сопловые лопатки 19 и 20 установлены на одной геометрической оси 21 и соединены между собой единым поворотным механизмом 22, синхронизирующим поворот поворотных сопловых лопаток 19 и 20. Между собой поворотные сопловые лопатки 19 и 20 установлены так, что поворот поворотных сопловых лопаток 19 силовой свободной турбины 5 на полное перекрытие газового канала 23 на входе в силовую свободную турбину 5 соответствует максимальному открытию газового канала 24 на входе в реактивное сопло 6, а полное закрытие поворотными сопловыми лопатками 20 газового канала 24 на входе в реактивное сопло 6 соответствует полному открытию газового канала 23 на входе в силовую свободную турбину 5. Промежуточное положение поворотных сопловых лопаток 19 и 20 соответствует частичному открытию (закрытию) газовых каналов 23 и 24.
На выходе из реактивного сопла 6 установлен спрямляющий аппарат 25, обеспечивающий осевой выход газа из реактивного сопла 6 вне зависимости от угла поворота поворотных сопловых лопаток 20.
Силовая свободная турбина 5 выполнена с валом силовой свободной турбины 26, а на выходе из силовой свободной турбины 5 установлен выхлопной патрубок 27.
Работает данное устройство следующим образом.
При работе газотурбинного двигателя 1 газогенератор 2 генерирует поток газа, который в зависимости от потребностей летательного аппарата с помощью поворотных сопловых лопаток 19 и 20 может быть направлен на силовую свободную турбину 5 для создания полезной работы на валу 26 силовой свободной турбины 5, или в реактивное сопло 6 для создания реактивной тяги, или для того и другого вместе.
Таким образом, выполнение предлагаемого изобретения с вышеуказанными отличительными признаками в совокупности с известными признаками позволяет превращать энергию газового потока на выходе из газогенератора в работу на валу силовой свободной турбины или в реактивную тягу на реактивном сопле двигателя, уменьшить площадь поперечного сечения газотурбинного двигателя на его выходе, синхронизировать поворот всех поворотных сопловых лопаток при минимальной массе конструкции, исключить помпаж газотурбинного двигателя, что повышает его надежность.
Claims (3)
1. Газотурбинный двигатель, содержащий газогенератор, выход которого соединен с силовой свободной турбиной, отличающийся тем, что выход из газогенератора дополнительно соединен с реактивным соплом, выполненным в виде секторов и размещенным с внешней стороны от силовой свободной турбины, на входе в силовую свободную турбину и на входе в реактивное сопло установлены сопловые аппараты с поворотными сопловыми лопатками с возможностью полного перекрытия поворотными сопловыми лопатками проходной площади газового канала на входе как реактивного сопла, так и силовой свободной турбины, причем поворотные сопловые лопатки реактивного сопла и свободной силовой турбины установлены на одной геометрической оси, соединены с одним поворотным механизмом, и поворот поворотных сопловых лопаток свободной силовой турбины на перекрытие ее газового канала соответствует полному открытию поворотными сопловыми лопатками газового канала реактивного сопла, а поворот поворотных сопловых лопаток на полное закрытие газового канала реактивного сопла соответствует полному открытию поворотными сопловыми лопатками газового канала на входе в силовую свободную турбину.
2. Газотурбинный двигатель по п. 1, отличающийся тем, что газогенератор выполнен двухконтурным.
3. Газотурбинный двигатель по п. 1, отличающийся тем, что за поворотными сопловыми лопатками реактивного сопла установлен спрямляющий аппарат.
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2017107600A RU2644660C1 (ru) | 2017-03-07 | 2017-03-07 | Газотурбинный двигатель |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2017107600A RU2644660C1 (ru) | 2017-03-07 | 2017-03-07 | Газотурбинный двигатель |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2644660C1 true RU2644660C1 (ru) | 2018-02-13 |
Family
ID=61226823
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2017107600A RU2644660C1 (ru) | 2017-03-07 | 2017-03-07 | Газотурбинный двигатель |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU2644660C1 (ru) |
Citations (6)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US3938328A (en) * | 1971-11-08 | 1976-02-17 | The Boeing Company | Multicycle engine |
RU2225523C2 (ru) * | 2002-04-22 | 2004-03-10 | Открытое акционерное общество "Авиадвигатель" | Газотурбинный двигатель |
RU2250386C2 (ru) * | 2003-05-08 | 2005-04-20 | Открытое акционерное общество "Авиадвигатель" | Двухвальный газотурбинный двигатель |
US20050109012A1 (en) * | 2003-11-21 | 2005-05-26 | Johnson James E. | Aft FLADE engine |
US20090293449A1 (en) * | 2008-05-16 | 2009-12-03 | Gideon Venter | Gas-Turbine engine in particular aircraft engine |
US20160312740A1 (en) * | 2014-10-21 | 2016-10-27 | United Technologies Corporation | Three-stream gas turbine engine architecture |
-
2017
- 2017-03-07 RU RU2017107600A patent/RU2644660C1/ru active
Patent Citations (6)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US3938328A (en) * | 1971-11-08 | 1976-02-17 | The Boeing Company | Multicycle engine |
RU2225523C2 (ru) * | 2002-04-22 | 2004-03-10 | Открытое акционерное общество "Авиадвигатель" | Газотурбинный двигатель |
RU2250386C2 (ru) * | 2003-05-08 | 2005-04-20 | Открытое акционерное общество "Авиадвигатель" | Двухвальный газотурбинный двигатель |
US20050109012A1 (en) * | 2003-11-21 | 2005-05-26 | Johnson James E. | Aft FLADE engine |
US20090293449A1 (en) * | 2008-05-16 | 2009-12-03 | Gideon Venter | Gas-Turbine engine in particular aircraft engine |
US20160312740A1 (en) * | 2014-10-21 | 2016-10-27 | United Technologies Corporation | Three-stream gas turbine engine architecture |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
US11448235B2 (en) | Axi-centrifugal compressor with variable outlet guide vanes | |
RU2435057C2 (ru) | Турбовентиляторный газотурбинный двигатель с регулируемыми вентиляторными выходными направляющими лопатками (варианты) | |
US10550768B2 (en) | Intercooled cooled cooling integrated air cycle machine | |
JP4463810B2 (ja) | 航空機用エンジン装置 | |
JP5121440B2 (ja) | コンバーチブルガスタービンエンジン | |
JP5802380B2 (ja) | 多段の先端ファン | |
EP2333238A2 (en) | Gas turbine engine with outer fans | |
US20180356099A1 (en) | Bulk swirl rotating detonation propulsion system | |
WO2013077924A2 (en) | Gas turbine engine system and supersonic exhaust nozzle | |
JP2008298068A (ja) | ガスタービンエンジンおよびナセル | |
CN108930557B (zh) | 用于压缩机导叶前缘辅助导叶的方法及系统 | |
GB1113542A (en) | Gas turbine engine | |
EP3318742B1 (en) | Intercooled cooling air heat exchanger arrangement | |
CN110173441B (zh) | 轴流-离心压缩机 | |
CN108884759B (zh) | 入口引导组件 | |
RU2644660C1 (ru) | Газотурбинный двигатель | |
RU2735040C1 (ru) | Газоперекачивающий агрегат | |
RU2302544C1 (ru) | Турбореактивный двухконтурный двигатель с биротативным вентилятором | |
RU2305789C2 (ru) | Газотурбинная установка | |
RU2018107115A (ru) | Турбореактивный двухконтурный двигатель | |
RU2805947C1 (ru) | Двухконтурный биротативный газотурбинный двигатель | |
US20080127630A1 (en) | Turbine for application to pulse detonation combustion system and engine containing the turbine | |
US11885232B2 (en) | Gas turbine system and movable body including the same | |
US11815015B2 (en) | Gas turbine system and moving body including the same | |
RU2803681C1 (ru) | Двухконтурный биротативный газотурбинный двигатель |