RU51117U1

RU51117U1 - GAS TURBINE ENGINE

Info

Publication number: RU51117U1
Application number: RU2005127877/22U
Authority: RU
Inventors: Виталий Евгеньевич Тунников
Original assignee: Виталий Евгеньевич Тунников
Priority date: 2005-09-06
Filing date: 2005-09-06
Publication date: 2006-01-27

Abstract

Полезная модель относится к реактивным двигательным установкам, в частности, к двигателям с газовой турбиной, приводящей в действие компрессор, и может быть использована для летательных аппаратов любых типов. Сущность полезной модели: газотурбинный двигатель включает двухступенчатую турбину, приводящую в движение лопастной винт и компрессор, и мультипликатор, ведомая шестерня которого закреплена на валу компрессора и входит в зацепление через установленные на водиле сателлиты с ведущей шестерней с внутренними зубьями, при этом ротор одной ступени турбины закреплен на валу ведущей шестерни, а другой - на валу водила, при этом валы ведущей шестерни и водила установлены коаксиально с возможностью свободного вращения, а лопаточные венцы роторов ступеней турбины направлены в противоположные стороны.The invention relates to jet propulsion systems, in particular to engines with a gas turbine that drives a compressor, and can be used for any type of aircraft. The essence of the utility model: a gas turbine engine includes a two-stage turbine, which drives the blade screw and compressor, and a multiplier, the driven gear of which is mounted on the compressor shaft and engages through the satellites mounted on the carrier with the drive gear with internal teeth, while the rotor of one turbine stage mounted on the shaft of the pinion gear, and the other on the shaft of the carrier, while the shafts of the pinion gear and the carrier are mounted coaxially with the possibility of free rotation, and the blade crowns rotor turbine stages in opposite directions.

Description

Полезная модель относится к реактивным двигательным установкам, в частности, к двигателям с газовой турбиной, приводящей в действие компрессор, и может быть использована для летательных аппаратов любых типов.The invention relates to jet propulsion systems, in particular to engines with a gas turbine that drives a compressor, and can be used for any type of aircraft.

Известен турбореактивный двигатель по патенту РФ №2151900 (Кл. МПК 7: F 02 K 3/00, опубл. 27.06.2000 г.), который содержит газовую турбину, приводящую в движение компрессор.Known turbojet engine according to the patent of the Russian Federation No. 2151900 (Cl. IPC 7: F 02 K 3/00, publ. 06/27/2000), which contains a gas turbine driving the compressor.

Роторы осевого компрессора и газовой турбины выполнены с соизмеримыми массами и укреплены на полых валах, кинематически связанных между собой механизмом реверсирования, выполненным в виде зубчатого конического многозвенника. Кинематическая связь роторов компрессора и турбины при равенстве их масс, вращающихся в противоположных направлениях соосно, позволяет компенсировать центробежные силы.The rotors of the axial compressor and gas turbine are made with comparable masses and are mounted on hollow shafts kinematically connected to each other by a reversal mechanism made in the form of a gear conical multi-link. The kinematic connection of the compressor rotors and the turbine with the equality of their masses rotating in opposite directions coaxially allows you to compensate for centrifugal forces.

Недостатком известного двигателя является невозможность его быстрого вывода на рабочий режим. Так как скорости вращения турбины и компрессора одинаковые, нарастание их скоростных характеристик идет одновременно и постепенно, и максимальная скорость вращения турбины будет достигнута одновременно с максимальной производительностью компрессора. Это ограничивает и абсолютную скоростную характеристику двигателя, что исключает возможность полетов на больших скоростях.A disadvantage of the known engine is the impossibility of its quick output to the operating mode. Since the rotational speeds of the turbine and the compressor are the same, the increase in their speed characteristics is simultaneous and gradual, and the maximum speed of the turbine will be achieved simultaneously with the maximum capacity of the compressor. This limits the absolute speed characteristics of the engine, which eliminates the possibility of flying at high speeds.

Наиболее близким к предлагаемой конструкции является газотурбинный двигатель, содержащий двухступенчатую турбину, приводящую в движение лопастной винт и компрессор, и мультипликатор, ведомая шестерня которого закреплена на валу компрессора и входит в зацепление через установленные на водиле сателлиты с ведущей шестерней с внутренними зубьями (см. патент РФ №2209329 по Кл. МПК 7: F 02 K 3/04, опубл. 27.07.2003 г.).Closest to the proposed design is a gas turbine engine containing a two-stage turbine that drives the blade screw and compressor, and a multiplier, the driven gear of which is mounted on the compressor shaft and engages through the satellites mounted on the carrier with the pinion gear with internal teeth (see patent RF No. 2209329 according to Cl. IPC 7: F 02 K 3/04, publ. 07.27.2003).

Недостатками указанного двигателя являются сложность конструкции и длительность процесса его запуска и вывода на требуемый для полета режим работы. Запуск двигателя происходит следующим образом. От стационарной установки в камеру сгорания подают сжатый воздух, туда же попадает топливо, смесь поджигается запальником, и запускается стартер-турбина, приводящая во вращение компрессор и от него через мультипликатор в режиме понижения числа оборотов винт, соединенный с двухступенчатой турбиной. Только после разгона двухступенчатой турбины и отключения стартера-турбины соединенный с двухступенчатой турбиной винт через мультипликатор, повышающий число оборотов, передает вращение на компрессор, служащий для получения жидкого воздуха, используемого для приготовления в камере сгорания топливной смеси, дожигаемой в двухступенчатой турбине и вращающей ее. Скорость вращения винта ограничена скоростью вращения турбины. Такой двигатель имеет недостаточно высокий кпд и не позволяет совершать полеты с большими скоростями.The disadvantages of this engine are the design complexity and the duration of the process of its launch and output to the required operating mode for the flight. Starting the engine is as follows. Compressed air is supplied to the combustion chamber from a stationary installation, fuel gets there, the mixture is ignited by a pilot light, and a starter-turbine is started, which drives the compressor into rotation and from it through a multiplier in the speed reduction mode a screw connected to a two-stage turbine. Only after the two-stage turbine is accelerated and the starter-turbine is turned off, the screw connected to the two-stage turbine through the multiplier increasing the number of revolutions transmits rotation to the compressor, which serves to produce liquid air used to prepare the fuel mixture in the combustion chamber, which is burned in the two-stage turbine and rotates it. The speed of rotation of the screw is limited by the speed of rotation of the turbine. Such an engine has an insufficiently high efficiency and does not allow flying at high speeds.

Задачей, на решение которой направлено настоящее техническое решение, является сокращение времени запуска двигателя и вывода его на требуемый для полета режим работы, а также повышение скоростных характеристик вращения агрегатов двигателя.The task to which this technical solution is directed is to reduce the time it takes to start the engine and bring it to the required operating mode for the flight, as well as increasing the speed characteristics of the rotation of the engine units.

Поставленная задача решается тем, что в газотурбинном двигателе, включающем двухступенчатую турбину, приводящую в движение лопастной винт и компрессора мультипликатор, ведомая шестерня которого закреплена на валу компрессора и входит в зацепление через установленные на водиле сателлиты с ведущей шестерней с внутренними зубьями, ротор одной ступени турбины закреплен на валу ведущей шестерни, а другой - на валу водила, при этом валы ведущей шестерни и водила установлены коаксиально с возможностью свободного вращения, а лопаточные венцы роторов ступеней турбины направлены в противоположные стороны.The problem is solved in that in a gas turbine engine that includes a two-stage turbine, which drives a blade screw and compressor, a multiplier, the driven gear of which is mounted on the compressor shaft and engages through the satellites mounted on the carrier with the pinion gear with internal teeth, the rotor of one turbine stage mounted on the shaft of the pinion gear, and the other on the shaft of the carrier, while the shafts of the pinion gear and the carrier are mounted coaxially with the possibility of free rotation, and the blade crowns otorrhea turbine stages in opposite directions.

Сущность предлагаемого технического решения поясняется чертежом, на котором схематично изображен общий вид двигателя.The essence of the proposed technical solution is illustrated by the drawing, which schematically shows a General view of the engine.

Газотурбинный двигатель содержит корпус 1, в котором соосно размещены двухступенчатая турбина 2, камера сгорания (на фигуре не показана) с соплами 3, мультипликатор 4, компрессор 5 и лопастной винт 6. Ведомая шестерня 7 мультипликатора 4 жестко закреплена на валу 8 компрессора 5 и входит в зацепление с сателлитами 9, установленными на водиле 10 с возможностью свободного вращения вокруг осей 11. Сателлиты 9 взаимодействуют с ведущей шестерней 12 с внутренними зубьями. Вал 13 ведущей шестерни 12 мультипликатора 4 закреплен в подшипниках 14 на задней опоре 15 двигателя. Вал 16 водила 10 установлен коаксиально валу 13 в подшипниковом узле 17, закрепленном внутри вала 13. Ротор 18 одной ступени турбины 2 жестко закреплен на валу 13 ведущей шестерни 12 мультипликатора 4. Ротор 19 другой ступени турбины 2 жестко закреплен на валу 16 водила 10 мультипликатора 4. Лопаточные венцы 20 и 21 роторов 18 и 19 ступеней турбины 2 направлены взаимнопротивоположно.The gas turbine engine comprises a housing 1, in which a two-stage turbine 2 is arranged coaxially, a combustion chamber (not shown in the figure) with nozzles 3, a multiplier 4, a compressor 5 and a blade screw 6. The driven gear 7 of the multiplier 4 is rigidly fixed to the shaft 8 of the compressor 5 and enters meshing with satellites 9 mounted on carrier 10 with the possibility of free rotation around axles 11. Satellites 9 interact with pinion gear 12 with internal teeth. The shaft 13 of the pinion gear 12 of the multiplier 4 is fixed in the bearings 14 on the rear support 15 of the engine. The shaft 16 of the carrier 10 is mounted coaxially with the shaft 13 in the bearing assembly 17 fixed inside the shaft 13. The rotor 18 of one stage of the turbine 2 is rigidly mounted on the shaft 13 of the drive gear 12 of the multiplier 4. The rotor 19 of the other stage of the turbine 2 is rigidly mounted on the shaft 16 of the carrier 10 of the multiplier 4 The blade crowns 20 and 21 of the rotors 18 and 19 of the turbine 2 stages are directed oppositely.

Двигатель работает следующим образом.The engine operates as follows.

Энергия выходящих из камеры сгорания через сопла 3 газов преобразуется на лопаточных венцах 20 и 21 ступеней турбины 2 в механическую работу вращения в противоположные стороны роторов 18 и 19, а вместе с ними и валов 13 и 16. При вращении сидящей на валу 13 ведущей шестерни 12 с внутренними зубьями закрепленные на водиле 10 сателлиты 9 вращаются вокруг оси 11 в противоположную сторону. Одновременно в ту же сторону вращается и вал 16 водила 10. Эти два движения сателлитов 9 суммируются и передают ускоренное вращение ведомой шестерне 7 и валу 8, на котором закреплены компрессор 5 и лопастной винт 6 двигателя.The energy of the gases leaving the combustion chamber through the nozzles 3 is converted on the blade crowns 20 and 21 of the turbine 2 stages into the mechanical work of rotation on the opposite sides of the rotors 18 and 19, and with them the shafts 13 and 16. When the pinion gear 12 is sitting on the shaft 13 with internal teeth mounted on carrier 10, satellites 9 rotate around axis 11 in the opposite direction. Simultaneously, the shaft 16 of the carrier 10 rotates in the same direction. These two movements of the satellites 9 are summed up and transmit the accelerated rotation of the driven gear 7 and the shaft 8, on which the compressor 5 and the blade screw 6 of the engine are fixed.

Такое выполнение двигателя обеспечивает очень быстрый набор скорости летательным аппаратам и достижение больших скоростей полета This engine design provides a very fast set of speed for aircraft and the achievement of high flight speeds

без повышения расхода горючего. Это позволит осуществлять полеты на большие расстояния при значительном снижении их стоимости.without increasing fuel consumption. This will allow flights over long distances with a significant reduction in their cost.

Claims

A gas turbine engine, including a two-stage turbine, which drives the blade screw and compressor, and a multiplier, the driven gear of which is mounted on the compressor shaft and engages through the satellites mounted on the carrier with the drive gear with internal teeth, characterized in that the rotor of one turbine stage is fixed on the drive gear shaft and the other on the carrier shaft, while the shafts of the drive gear and carrier are mounted coaxially with the possibility of free rotation, and the blade crowns of the rotors of the steps turbines are directed in opposite directions.