SU1763695A1 - Газотурбинный двигатель летательного аппарата - Google Patents

Abstract

Использование: авиационна  техника и двигателестроение. Сущность изобретени : сжатие воздуха осуществл етс  в последовательно соединенных между собой осевом, диагонально-центростремительном и ради- ально-центростремительном компрессорах, а дл  охлаждени  используетс  забираемый из воздухозаборника воздух. 1 ил.

Description

Изобретение относитс  к авиационной технике и может быть использовано в газотурбинном двигателестроении.

Известен газотурбинный двигатель, содержащий входное устройство, компрессор, камеру сгорани , турбину и выходное устройство /1/.

Недостаток такого технического решени  св зан с компоновочными ограничени ми - при расположении двигател  в хвостовой части фюзел жа требуютс  дополнительные переточные каналы подвода воздуха к компрессору, что резко ут жел ет конструкцию и увеличивает габариты узла сочленени  двигател  с фюзел жем самолета .

Известен также газотурбинный двигатель летательного аппарата, содержащий корпус, воздухозаборник, камеру сгорани , закрепленные на контрроторных дисках лопатки центростремительного компрессора, соединенные посредством концентричных валов с дисками контрроторной турбины, лопатки осевого компрессора, закрепленные на одном из дисков центростремительного компрессора, расположенное в выходном устройстве центральное тело /2/.

У такого двигател  центростремительный компрессор и осевой наход тс  в параллельной компоновочной св зи, чем снижаетс  энергосодержание сжатого воздуха , вводимого в камеру сгорани , вследствие чего существенно тер етс  экономичность двигател ,

Цель изобретени  - повышение экономичности газотурбинного двигател  летательного аппарата за счет уменьшени  расхода топлива, а также массы и размеров двигател .

Дл  достижени  поставленной цели двигатель по прототипу 111 снабжен диагональ ноцентростремительным компрессором , вход которого подключен к выходу осевого компрессора, а выход- к входу центростремительного , его лопатки закреплены на контрроторных дисках центростремительного компрессора, в центральном теле выполнены сквозные каналы, подключенные на входе к полости между концентричными валами, а на выходе - к выходному устройству, диски компрессоров и турбины на участке между концентричными валами выполнены перфорированными и установлены в корпусе с образованием каналов охсл

С

vj

0 CJ

с о сл

лаждени  компрессоров, подключенных на входе к воздухозаборнику, а на выходе, в районе входа в камеру сгорани , - к полости между концетричными валами, и к полос- т и между корпусом и камерой сгорани  с турбиной. Двигатель снабжен свободной контрроторной турбиной и винтами, закрепленными на периферии ее лопаток.

На чертеже изображен газотурбинный двигатель, продольный разрез.

Двигатель содержит корпус 1, воздухозаборник 2, камеру сгорани  3, закрепленные на контрроторных дисках 4 и 5 лопатки 6 и 7 центростремительного компрессора 8, концентричные валы 9 и 10, диски 11 и 12, контроторную турбину 13, лопатки 14 и 15 осевого компрессора 16, центральное тело 17, диагональноцентростремительный компрессор 18 с лопатками 19 и 20, сквозные каналы 21 в центральном теле, перфорацию 22 в дисках св зи контрроторных валов между собой, каналы 23 и 24 охлаждени  компрессоров, подключенных на выходе к полост м 25 и 26, свободную контрротор- ную турбину 27 с винтами 28 на ее периферии , вал 29 свободной турбины, элементы креплени  3, воздухозаборника к хвостовой части 31 фюзел жа самолета.

Изобретение иллюстрируетс  следую- щим примером.

Воздухозаборник 2 размещен на периферии хвостовой части 31 самолета. За ним в направлении движени  газовоздушного потока размещены осевой, диагонально- центростремительнй и радиальноцентрост- ремительный компрессоры. Выходной участок последнего подсоединен к входному участку камеры сгорани  3, а за ней рас- положены контрроторна  турбина, свободна  контрроторна  турбина с винтами на ее периферии и центральное тело 17 в выходном устройстве. При этом за счет последовательного соединени  всех компрессоров резко повышаетс  давление в сжимаемом воздухе, что повышает топливную экономичность двигател ; за счет расположени  компрессоров в переточных

каналах св зи камеры сгорани  с атмосферой при периферийном расположении воздухозаборника по отношению к хвостовой части фюзел жа уменьшаютс  масса и размеры двигател  с узлом его креплени  к фюзел жу; за счет охлаждени  компрессора и камеры сгорани  с турбиной уменьшаютс  затраты энергии на собственные нужды и повышаетс  термический КПД двигател ; за счет выпуска через каналы 21 отработанного охлаждающего двигатель воздуха на оси выходного устройства дополнительно увеличиваетс  его т га,

Claims (1)

1. Формула изобретени  1. Газотурбинный двигатель летательного аппарата, содержащий воздухозаборник , корпус, размещенные в нем с образованием полости,камеру сгорани , закрепленные на контрроторных дисках лопатки центростремительного компрессора, соединенные посредством концентричных валов с дисками контрроторной турбины, лопатки осевого компрессора, закрепленные на одном из дисков центростремительного компрессора, расположенное в выходном устройстве центральное тело, о т- личающийс  тем, что, с целью повышени  экономичности, двигатель снабжен ди- агонально-центростремительным компрессором, вход которого подключен к выходу осевого компрессора, а выход - к входу центростремительного, его лопатки закреплены на контрроторных дисках центростремительного компрессора, в центральном теле выполнены сквозные каналы, подключенные на входе к полости между концентричными валами, а на выходе - к выходному устройству, диски компрессоров и турбины на участке между концентричными валами выполнены перфорированными и установлены в корпусе с образованием каналов охлаждени  компрессоров, подключенных на входе к воздухозаборнику, а на выходе в районе входа в камеру сгорани , - к полости между концентричными валами и к полости между корпусом и камерой сгорани  с турбиной.

   28

   23 30 2,