RU2728313C1

RU2728313C1 - Двухтурбовальный реактивный авиационный двигатель

Info

Publication number: RU2728313C1
Application number: RU2019113893A
Authority: RU
Inventors: Александр Юрьевич Соколов
Original assignee: Александр Юрьевич Соколов
Priority date: 2019-05-06
Filing date: 2019-05-06
Publication date: 2020-07-29

Abstract

Изобретение относится к авиационному двигателестроению. Основой изобретения является возможность создания летательного аппарата вертикального взлета за счет повышения общей мощности двигателя и снижения при этом удельного расхода топлива двигателем, способного обеспечить как быстрый и легкий вертикальный взлет, так и переход на высокоскоростной горизонтальный полет летательного аппарата вплоть до сверхзвукового. Обеспечена возможность установки всех регулируемых лопаток в положение вдоль основной осевой линии на режиме максимальной скорости или установки регулируемых лопаток под оптимальным углом атаки для привода подъемных винтов вертикальной подъемной тяги. Основная сущность изобретения заключается в особом конструктивном устройстве компрессора и свободной турбины, позволяющем получить их новые технологические возможности, такие как повышение производительности и давления компрессором, обеспечения свободной работы реактивного потока через русло свободной турбины. 2 з.п. ф-лы, 1 ил.

Description

Изобретение относится к авиадвигателестроению. Предлагаемый авиационный двигатель предназначен для решения, в частности, особоважной государственной задачи, создания морской авиации без использования гигантских авианесущих судов со взлетно-посадочными полосами, трамплинами, катапультами, мега энергетическими установками и т.д.

Сущность изобретения

При создании предлагаемого двигателя появляется возможность создания летательного аппарата вертикального взлета за счет повышения общей мощности двигателя, и снижения при этом удельного расхода топлива, способного обеспечить как быстрый и легкий вертикальный взлет, так и переход на высокоскоростной горизонтальный полет летательного аппарата, вплоть до сверхзвукового. При этом устраняется основная и трагическая ошибка летательного аппарата ЯК-141, наличия трех центров вертикальной тяги, при невозможности четкого их регулирования и управления ими.

Предлагаемый реактивный двигатель состоит из: - осевого авиационного компрессора, камеры сгорания, двухтурбин компрессора как минимум имеющих по одному круговому ряду подвижных лопаток (по одной ступени), одной свободной турбины приводящей через трансмиссию несущие винты, так же в составе двигателя предусматривается вентилятор подачи воздуха на лопатки компрессора, особо необходимого в период запуска двигателя и старта летательного аппарата.

Основная сущность изобретения заключается в особом конструктивном устройстве компрессора и свободной турбины, позволяющем получить их новые технологические возможности, такие как повышение производительности и давления компрессором, обеспечения свободной работы реактивного потока через русло свободной турбины.

Известны заявки и изобретения с рядом схожих, на первый взгляд, аналоговых признаков предлагаемого двигателя, такие как: -

- заявка на изобретение компрессора №2015145197 для осевого турбинного двигателя с двумя роторами противоположного вращения, с трансмиссией между роторами;

- заявка на изобретение компрессора №2015140939 с роторами противоположного вращения, с минимально двумя кольцевыми рядами лопаток ротора с понижающей планетарной передачей, с сотелитовым водило …;

- изобретение двигателя №2302545 встречного вращения с компрессором высокой общей степенью повышения давления;

- изобретение авиационного двигателя №2331783 имеющего турбины низкого давления со встречным вращением и регулируемым делением крутящего момента.

Безусловным прототипом заявленного могут быть широко известные, изобретенные в России, вертолетные турбовальные двигатели ТВ3-117ВМ и ВК-2500 наиболее совершенные для использования на современных вертолетах при достигнутых ими, на сегодня, скоростях полета, маневренности и т.д.

Заявленный же двухтурбовальный двигатель призван для создания морской, скоростной, палубной авиации вертикального взлета, без использования авианосцев (типа американских), без которых можно прекрасно обойтись, если иметь вертолетоносцы типа «Мистраль», которые для России посильны

Технической задачей на решение которой направлена идея предлагаемого изобретения заключается в кардинальном совершенствовании имеющихся двигателей, но не за счет простого наращивания общей их мощности, а за счет качественных конструктивно-технологических изменений основных узлов авиационных двигателей, таких как осевой компрессор, свободная турбина, использования с новыми функциональными задачами вентилятора для подачи напорного потока воздуха не только на лопатки внутренней части осевого компрессора но и для подачи напорного потока воздуха на внешние подвижные лопатки статора для усиления работы компрессора не только за счет внешнего напорного потока но и за счет встречного вращения его внутренних подвижных лопаток как ротора так и статора, особенно в период крейсерского режима полета.

Достижение намеченных технических результатов становится возможным за счет: -

- нового конструктивного исполнения осевого авиационного компрессора и новой технологии его работы, основными узлами которого становятся, вращающийся ротор с его подвижными лопатками приводимый от второй, как минимум, одноступенчатой турбины компрессора правого вращения, вращающийся статор, с внутренними подвижными лопатками, с наружными подвижными лопатками, приводимый от первой, как минимум, одноступенчатой турбины компрессора встречного ротору, левого вращения;

- нового конструктивного исполнения свободной турбины и новой технологии ее работы:-

- по принципу «ее нет» - в варианте горизонтального полета летательного аппарата при использовании реактивного потока и при положении всех ее регулируемых лопаток в нулевой позиции вдоль реактивного потока;

- по принципу «она есть» - в варианте вертикального полета летательного аппарата при использовании свободной турбины для привода подъемных винтов вертикальной подъемной тяги и при положении всех регулируемых лопаток свободной турбины под оптимальным углом атаки;

- расширения функциональных возможностей вентилятора для усиления работы осевого компрессора.

Сущность изобретения поясняется изображением

Фиг - 1 с указанием основных частей, из которых состоитдвухтурбовальный авиационный реактивный двигатель.

Фиг. -1 Принципиальная схема компановки двухтурбовального реактивного двигателя.

1 - корпус двигателя, 2 - центральное тело, 3 - первая опора, 4 - вентилятор, 5 - лопасти вентилятора, 6 - осевой компрессор, 7 - ротор компрессора (правого вращения), 8 - подвижные лопатки ротора компрессора, 9 - вращающийся статор компрессора(встречного, левого, вращения), 10 - внутренние, подвижные лопатки статора, 11 - наружные, подвижные лопатки статора, 12 - внутренний контур рабочего потока компрессора, 13 -наружный контур рабочего потока компрессора, 14 - камера сгорания, 15 - внутренний вал второй турбины компрессора, 16 - наружный вал первой турбины компрессора, 17 - первая турбина компрессора, левого вращения, 18 - вторая турбина компрессора, правого вращения, 19 - свободная турбина, 20 - ротор свободной турбины, 21 - сопловые регулируемые лопатки, 22 - регулируемые лопатки ротора свободной турбины.

Принцип работы двухтурбовального двигателя.

Главная основа работы двухтурбовального газотурбинного реактивного двигателя заключается в особом конструктивном устройстве осевого авиационного компрессора 6, свободной турбины 19, позволяющем получить их новые технологические возможности, такие как повышение производительности и давления компрессором, обеспечения свободной работы реактивного потока через русло свободной турбины 19.

Стартовая раскрутка осевого компрессора 6 производится за счет потока рабочего тела через вторую (по ходу потока) как минимум одноступенчатую турбину 18 правого вращения, компрессора 6, осуществляющую правое вращение ротора 7 компрессора 6 через внутренний вал 15 второй турбины 18, а так же за счет потока рабочего тела через первую (по ходу потока) так же как минимум одноступенчатую турбину 17 компрессора 6 левого вращения, осуществляющую левое вращение статора 9 через наружный вал 16 первой турбины 17 компрессора 6, при этом основным принципом работы компрессора 6, увеличивающим производительность компрессора по объему (в м.куб./сек.) и по давлению (в кг./см.кв.) становится встречное вращение подвижных лопаток 8 ротора 7 и подвижных внутренних лопаток 10 статора 9 компрессора 6.

Кроме внутренних подвижных лопаток 10 статор 9 компрессора 6 имеет наружные подвижные лопатки 11 способствующие значительному снижению удельного расхода топлива в период горизонтального полета летательного аппарата за счет встречного напорного потока наружного воздуха поступающего по внутреннему 12 и наружному 13 контурам рабочего потока, кроме того в начальный стартовый период наружные подвижные лопатки 11 статора 9 компрессора 6 передают усилие рабочего потока наружного воздуха от лопастей 5 вентилятора 4 на внутренние лопатки 10 статора 9.

Рабочий поток рабочего тела, пройдя через первую 17 и вторую 18 турбины компрессора, достигает регулируемых сопловых лопаток 21 свободной турбины 19 и в дальнейшем воздействует на подвижные регулируемые лопатки 22 ротора свободной турбины 19.

Особенностью конструктивного исполнения свободной турбины и новой технологии ее работы являются принципы: -

- « ее нет» - в варианте горизонтального полета летательного аппарата при использовании реактивного потока и при положении всех ее регулируемых лопаток в нулевом положении вдоль основной осевой линии - «0 град.»

- «она есть» - в варианте вертикального полета летательного аппарата при использовании свободной турбины для привода подъемных винтов вертикальной подъемной тяги и при положении всех регулируемых лопаток свободной турбины под оптимальным углом атаки.

Предлагаемый компрессор конструктивно состоит из расчетного количества спаренных рядов (ступеней) подвижных лопаток ротора 8 и внутренних подвижных лопаток 10 статора, каждый из которых имеет свою собственную энергию вращения от валов турбин компрессора, которая и передается рабочему потоку воздуха от одного ряда к другому, от любого предыдущего к очередному последующему.

Данная передача энергии от предыдущего ряда подвижных лопаток к последующему осуществляется путем прямой передачи энергии к каждой внешней поверхности подвижной лопатки, от рабочего потока и от каждой внутренней поверхности подвижной лопатки рабочему потоку, что способствует (при сопоставимых объемах энергии валов турбин компрессора) более значительному росту объема и давления подаваемого воздуха в камеру сгорания нежели при работе, на сегодня известного осевого компрессора с неподвижными направляющими лопатками статора о которые в значительной степени гасится потенциальная энергия потока и практически уже не способная догнать последующую лопатку движущуюся в попутном направлении, да еще при источнике энергии от одного и того же вала компрессора.

Claims

1. Двухтурбовальный, двухконтурный реактивный авиационный двигатель, содержащий вентилятор, обеспечивающий подачу наружного воздуха в наружный и внутренний контур двигателя, компрессор, свободную турбину для привода подъемных винтов вертикальной подъемной тяги, отличающийся тем, что свободная турбина выполнена с регулируемыми лопатками ротора и сопловыми лопатками, с возможностью установки всех регулируемых лопаток в положение вдоль основной осевой линии на режиме максимальной скорости, или установки регулируемых лопаток под оптимальным углом атаки для привода подъемных винтов вертикальной подъемной тяги.

2. Двигатель по п. 1, отличающийся тем, что компрессор выполнен с встречно вращающимися роторными лопатками и внутренними подвижными лопатками статора.

3. Двигатель по п. 2, отличающийся тем, что содержит две, минимум одноступенчатые, турбины встречного вращения для привода ротора компрессора и статора.