Газотурбинный двигатель летательного аппарата

 

Использование: авиационная техника и двигателестроение. Сущность изобретения: сжатие воздуха осуществляется в последовательно соединенных между собой осевом, диагонально-центростремительном и радиально-центростремительном компрессорах, а для охлаждения используется забираемый из воздухозаборника воздух. 1 ил.

СОЮЗ СОВЕТСКИХ

СОЦИАЛИСТИЧЕСКИХ

РЕСПУБЛИК

s F 02 К 3/077

ГОСУДАРСТВЕННЫЙ КОМИТЕТ

ПО ИЗОБРЕТЕНИЯМ И ОТКРЫТИЯМ

ПРИ ГКНТ СССР

ОПИСАНИЕ ИЗОБРЕТЕНИЯ

К АВТОРСКОМУ СВИДЕТЕЛЬСТВУ

1

la (л) 0

О ,Ж (21) 4876672/06 (22) 27.07,90 (46) 23.09.92; Бюл, ¹ 35 (75) П. P. Хлопенков (56) Скубачевский Г, С. Авиационные ГТД—

М.: Машиностроение, 1974, с. 7.

Патент Великобритании

¹ 1050219, КЛ. F 16, опублик, 1966, Изобретение относится к авиационной технике и может быть использовано в газотурбинном двигателестроении, Известен газотурбинный двигатель, содержащий входное устройство, компрессор, камеру сгорания, турбину и выходное устройство /1/, Недостаток такого технического решения связан с компоновочными ограничениями — при расположении двигателя в хвостовой части фюзеляжа требуются дополнительные переточные каналы подвода воздуха к компрессору, что резко утяжеляет конструкцию и увеличивает габариты узла сочленения двигателя с фюзеляжем самолета.

Известен также газотурбинный двигатель летательного аппарата, содержащий корпус, воздухозаборник, камеру сгорания, 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 централ ьное тело /2/.,, 312„„1763695 Al (54) ГАЗОТУРБИННЫЙ ДВИГАТЕЛЬ ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА (57) Использование: авиационная техника и двигателестроение. Сущность изобретения; сжатие воздуха осуществляется в последовательно соединенных между собой осевом, диагонально-центростремительном и радиально-центростремительном компрессорах, а для охлаждения используется забираемый из воздухозаборника воздух. 1 ил, У такого двигателя центростремительный компрессор и осевой находятся в параллельной компоновочной связи, чем снижается энергосодержание сжатого воздуха, вводимого в камеру сгорания, вследствие чего существенно теряется экономичность двигателя, Цель изобретения — повышение экономичности газотурбинного двигателя летательного аппарата эа счет уменьшения расхода топлива, а также массы и размеров двигателя, Для достижения поставленной цели двигатель по прототипу /2/ снабжен диагональноцентростремительным компрессором, вход которого подключен к выходу осевого компрессора, а выход- к входу центростремительного, его лопатки закреплены на контрроторных дисках центростремиельного компрессора, в центральном теле выполнены сквознь е 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 ох1763695 лаждения компрессоров, подключенных на входе к воздухозаборнику, а на выходе, в районе входа в камеру сгорания, — к полости между концетричными валами, и к и о л о сти между корпусом и камерой 5 с г о р а н и я с т у р б и н о й. Двигатель снабжен свободной контрроторной турбиной и винтами, закрепленными на периферии ее лопаток.

На чертеже изображен газотурбинный 10 двигатель, продольный разрез.

Двигатель содержит корпус 1, воздухозаборник 2, камеру сгорания 3, закрепленные на контрроторных дисках 4 и 5 лопатки

6 и 7 центростремительного компрессора 8, 15 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 20 каналы 21 в центральном теле, перфорацию

2? в дисках связи контрроторных валов между собой, каналы 23 и 24 охлаждения компрессоров, подключенных на выходе к полостям 25 и 26, свободную контрротор- 25 ную турбину 27 с винтами 28 на ее периферии, вал 29 свободной турбины, элементы крепления 3, воздухозаборника к хвостовой части 31 фюзеляжа самолета, Изобретение иллюстрируется следую- 30 щим примером.

Воздухозаборник 2 размещен на периферии хвостовой части 31 самолета. За ним в направлении движения газовоздушного потока размещены осевой, диагонально- 35 центростремительнй и радиальноцентростремительный компрессоры. Выходной участок последнего подсоединен к входному участку камеры сгорания 3, а за ней расположены контрроторная турбина, 40 свободная контрроторная турбина с винтами на ее периферии и центральное тело 17 в выходном устройстве. При этом за счет последовательного соединения всех компрессоров резко повышается давление в 45 сжимаемом воздухе, что повышает топливную экономичность двигателя; за счет расположения компрессоров в переточных каналах связи камеры сгорания с атмосферой при периферийном расположении воздухозаборника по отношению к хвостовой части фюзеляжа уменьшаются масса и размеры двигателя с узлом его крепления к фюзеляжу; за счет охлаждения компрессора и камеры сгорания с турбиной уменьшаются затраты энергии на собственные нужды и повышается термический КПД двигателя; за счет выпуска через каналы 21 отработанного охлаждающего двигатель воздуха на оси выходного устройства дополнительно увеличивается его тяга, Формула изобретения

1. Газотурбинный двигатель летательного аппарата, содержащий воздухозаборник, корпус, размещенные в нем с образованием полости, камеру сгорания, закрепленные на контрроторных дисках лопатки центростремительного компрессора, соединенные посредством концентричных валов с дисками контрроторной турбины, лопатки осевого компрессора, закрепленные на одном иэ дисков центростремительного компрессора, расположенное в выходном устройстве центральное тело, о тл ича ю щий с я тем,что, сцельюповышения экономичности, двигатель снабжен диагонально-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 охлаждения компрессоров, подключенных на входе к воздухозаборнику, а на выходе в районе входа в камеру сгорания, — к полости между концентричными валами и к полости между корпусом и камерой сгорания с турбиной, 1763695.Составитель П,Хлопенков

Техред М.Моргентал Корректор Э.Лончакова

Редактор Г.Бельская

Производственно-издательский комбинат "Патент", r Ужгород, ул,Гагарина, 101

Заказ 3440 Тираж Подписное

ВНИИПИ Государственного комитета по изобретениям и открытиям при ГКНТ СССР

113035, Москва, Ж-35, Раушская наб„4/5