Газотурбинный двигатель с гидрообъемной передачей
Изобретение относится к газотурбинным двигателям. Газотурбинный двигатель с гидрообъемной передачей содержит турбокомпрессоры первого и второго каскадов, силовую турбину, механизм передач. Силовая турбина связана с гидромотором гидрообъемной передачи, которая, в свою очередь, имеет гидравлическую связь с гидронасосом и турбокомпрессорами через механизм передач. Изобретение позволит повысить среднюю скорость движения машины с газотурбинным двигателем на II и III передачах и уменьшить средний километровый расход топлива. 1 ил.
Изобретение относится к газотурбинным двигателям.Известен газотурбинный двигатель (ГТД) с гидрообъемной передачей, содержащий турбокомпрессоры первого и второго каскадов, силовую турбину и механизм передач (см. патент США 3498057, НКЛ 60/39.163, 1970).Известна также силовая установка, включающая: турбокомпрессоры первого и второго каскадов, силовую турбину, механизм передач (см. Двигатель ГТД-1000Т. Техническое описание. М.: Воениздат, 1980 г., с. 9-12). Данное устройство наиболее близко к предлагаемому техническому решению и взято за прототип.Однако она имеет существенный недостаток - низкую приемистость двигателя, определяемую временем разгона турбокомпрессора II каскада, тем самым ухудшаются динамические качества танка в целом.Машины с ГТД в реальных условиях эксплуатируются на различных режимах, которые изменяются в широком диапазоне. Кроме того, внешние условия вызывают необходимость частых разгонов и торможений. В результате показатели силовой установки не остаются постоянными, а режимы работы являются, в основном, неустановившимися. Это приводит к ухудшению показателей двигателя в период разгона.Задачей настоящего изобретения является улучшение приемистости и экономичности двигателя, его тормозных характеристик.Указанная задача достигается тем, что в газотурбинном двигателе с гидрообъемной передачей, содержащем турбокомпрессоры первого и второго каскадов, механизм передач, силовая турбина связана с гидромотором гидрообъемной передачи, которая, в свою очередь, имеет гидравлическую связь с гидронасосом и турбокомпрессорами через механизм передач.Предлагаемое устройство изображено на чертеже.Газотурбинный двигатель состоит из компрессора низкого давления (I каскад) 1, компрессора высокого давления (II каскад) 2, камеры сгорания 3, турбины компрессора высокого давления 4, турбины компрессора низкого давления 5, силовой турбины 6, гидромотора гидрообъемной передачи 7, гидронасоса гидрообъемной передачи 8, механизма передач 9.Работа предлагаемого устройства осуществляется следующим образом. С началом торможения (уменьшения подачи топлива или постановки регулируемого соплового аппарата в тормозное положение) гидромотор гидрообъемной передачи 7 передает часть мощности к турбокомпрессорам через гидронасос 8 и механизм передач 9. Величина подводимой мощности должна быть такой, чтобы в режиме торможения с уменьшением подачи топлива до расхода, соответствующего режиму малого газа, поддерживалась максимальная частота вращения турбокомпрессоров. С началом разгона подвод мощности к турбокомпрессорам прекращается, а подача топлива “скачком” максимально увеличивается. Так как время приемистости турбокомпрессоров становится практически равным нулю, то при разгоне машины к силовой турбине сразу же подводится полная мощность, в результате чего достигается минимальное время приемистости двигателя и повышение средней скорости движения машины.Расчеты показывают, что в режиме торможения с уменьшением подачи топлива с 220 до 100 кг/с для поддержания (nTKII=0,97 и nTKI=0,96) исходного установившегося режима турбокомпрессоров необходимо подвести дополнительную мощность, максимальная мощность которой достигает NTKImax=19,5 кВт.При этом сокращается время снижения частоты вращения силовой турбины, а после разобщения роторов турбокомпрессоров и силовой турбины разгона последней значительно ускоряется.Реализация предлагаемого устройства позволит повысить среднюю скорость движения машины с газотурбинным двигателем на II и III передачах на 12,4-13,5% и уменьшить средний километровый расход топлива на 9,0-10,5%.Формула изобретения
Газотурбинный двигатель с гидрообъемной передачей, содержащий турбокомпрессоры первого и второго каскадов, силовую турбину, механизм передач, отличающийся тем, что силовая турбина связана с гидромотором гидрообъемной передачи, которая имеет гидравлическую связь с гидронасосом и турбокомпрессорами через механизм передач.РИСУНКИ
Рисунок 1
Похожие патенты:
Мультипликатор для турбомашины // 2228454
Изобретение относится к двигателестроению и может быть использовано в качестве мультипликатора для турбомашины, например, в газоперекачивающих станциях, а также для создания мультипликаторов передачи больших мощностей от 2,5 до 25 МВт
Газотурбинный двигатель // 2226612
Изобретение относится к газотурбинным двигателям авиационного и наземного применения
Газотурбинный двигатель // 2225523
Изобретение относится к конструкциям газотурбинных двигателей авиационного и наземного применений
Турбореактивный двигатель // 2219361
Газотурбинный двигатель // 2211936
Изобретение относится к газотурбинным двигателям авиационного и наземного применения
Валопровод газотурбинной энергоустановки // 2209988
Изобретение относится к области промышленного производства электроэнергии, преимущественно посредством газотурбинного привода электрогенератора
Газотурбинный двигатель // 2190110
Изобретение относится к газотурбинным двигателям, а именно к трансмиссии, соединяющей роторы турбины и компрессора
Силовая установка и фрикционная передача // 2176027
Газотурбинный двигатель // 2157905
Изобретение относится к области промышленного производства электроэнергии, преимущественно посредством газотурбинного привода электрогенератора
Компрессорно-турбинный авиационный двигатель с поперечным расположением ступеней газовой турбины включает в себя входное устройство, компрессор, противоточную камеру сгорания, реактивное сопло, редуктор. Газовая турбина расположена поперечно оси двигателя. Камера сгорания расположена по оси двигателя в центре конструкции. Использование поперечного расположения газовой турбины и центральное размещение камеры сгорания позволяют значительно уменьшить массу и длину двигателя за счет уменьшения длины вала и объема корпуса камеры сгорания. Вал двигателя будет необходимо рассчитывать лишь на сжатие от газовых сил, возникающих в компрессоре, а длина вала уменьшится на величину длины турбины пропорционально. 3 ил.
Двигательная установка гиперзвукового самолета содержит мотогондолу, воздухозаборник, корпус, компрессор с ротором компрессора, камеру сгорания, установленную за компрессором и соединенную с ним воздушным трактом, газовую турбину, реактивное сопло и топливную систему, соединенную с камерой сгорания. Двигатель выполнен двухвальным. Компрессор выполнен трехкаскадным в виде последовательно установленных компрессоров низкого, среднего и высокого давления. Между компрессорами низкого и высокого давления выполнен воздушный тракт, в котором установлен теплообменник. Внутри воздушного тракта коаксиально первому валу установлена биротативная паровая турбина, которая имеет входной и выходной коллекторы. Входной коллектор соединен с выходом из теплообменника, вход которого соединен с топливной системой, работающей на воде. Выходной коллектор соединен с электролизером, первый и второй выходы которого соединены с камерой сгорания. За камерой сгорания установлена газовая турбина. Ротор компрессора низкого давления первым валом соединен с паровой турбиной. Ротор компрессора среднего давления выполнен заодно с внешним ротором паровой турбины. Ротор компрессора высокого давления соединен третьим валом с ротором газовой турбины. Изобретение направлено на повышение степени сжатия компрессора, увеличение силы тяги двигателя и улучшение его удельных характеристик. 6 з.п. ф-лы, 15 ил.
Газотурбинный двигатель содержит компрессор низкого давления, компрессор высокого давления, турбину низкого давления, турбину высокого давления и средства регулирования для регулирования скорости вращения турбины низкого давления до по существу постоянной скорости. Турбина низкого давления связана первым валом с компрессором высокого давления. Турбина высокого давления связана вторым валом с компрессором низкого давления. Первый вал коаксиально проходит через второй вал, при этом первый и второй валы (24, 26) определяют осевое направление. Компрессор высокого давления, компрессор низкого давления, турбина высокого давления и турбина низкого давления расположены в этом порядке вдоль осевого направления. Изобретение направлено на снижение риска возникновения явления помпажа между компрессором низкого давления и компрессором высокого давления. 1 з.п. ф-лы, 2 ил.
Газотурбинный двигатель содержит чрезвычайно высокоскоростную турбину низкого давления, при этом отношение параметра, определяемого произведением площади выходного сечения турбины низкого давления на квадрат скорости вращения турбины низкого давления, к такому же параметру турбины высокого давления составляет от приблизительно 0,5 до приблизительно 1,5. Турбина высокого давления установлена на турбине низкого давления с промежуточной опорой. Достигается повышение коэффициента полезного действия газотурбинного двигателя, особенно при действии эффекта сжимаемости воздуха. 3 н. и 17 з.п. ф-лы, 3 ил.
Газотурбинный двигатель // 2638709
Газотурбинный двигатель содержит вентилятор, компрессорную секцию, камеру сгорания, сообщающуюся по текучей среде с компрессорной секцией, турбину привода вентилятора, сообщающуюся с камерой сгорания, редукторную систему, гибкую опору и смазочную систему. Редукторная система выполнена с возможностью обеспечивать понижение скорости между турбиной привода вентилятора и вентилятором и передавать вентилятору входную мощность от турбины привода вентилятора с КПД, который превышает 98% и меньше, чем 100%. Гибкая опора обеспечивает поддержку частей редукторной системы, причем опора отходит от неподвижной конструкции двигателя с возможностью компенсации, по меньшей мере, радиального перемещения между редукторной системой и неподвижной конструкцией. Смазочная система выполнена с возможностью подачи смазки в редукторную систему и отвода тепловой энергии из редукторной системы. Турбина привода вентилятора имеет первую площадь выходного сечения и выполнена с возможностью вращения с первой скоростью, а двигатель дополнительно содержит вторую турбину, имеющую вторую площадь выходного сечения и выполненную с возможностью вращения со скоростью, превышающей первую скорость вращения. Первый характеризующий параметр определен как произведение квадрата первой скорости и первой площади, а второй характеризующий параметр определен как произведение квадрата второй скорости и второй площади, причем отношение первого характеризующего параметра ко второму характеризующему параметру составляет от 0,5 до 1,5. Изобретение позволяет повысить КПД газотурбинного двигателя. 10 з.п. ф-лы, 1 табл., 5 ил.
Опорный узел редукторной системы турбомашины и способ опирания редукторной системы в турбомашине // 2644421
Опорный узел редукторной системы турбомашины содержит опору, имеющую более податливую часть и менее податливую часть. Менее податливая часть содержит стопор, ограничивающий осевое перемещение редукторной системы в турбомашине. Стопор выполнен с возможностью размещения на расстоянии от жесткого элемента во время штатной работы турбомашины, содержащей указанную редукторную систему, и с возможностью контактирования с этим жестким элементом во время нештатной ситуации с ограничением осевого перемещения. Более податливая часть во время работы турбомашины допускает некоторое перемещение редукторной системы относительно других частей турбомашины. При опирании редукторной системы в турбомашине применяют более податливую часть для обеспечения перемещения редукторной системы относительно других частей турбомашины и применяют менее податливую часть, имеющую стопор, для ограничения перемещения редукторной системы в осевом направлении. Группа изобретений позволяет обеспечить адаптацию редукторной системы турбомашины к допускам опорного узла и деформации самой турбомашины во время ее работы, а также исключить нештатное перемещение редукторной системы в осевом направлении. 2 н. и 11 з.п. ф-лы, 10 ил.
Газотурбинный двигатель содержит редуктор, соединенный с возможностью вращения с приводным валом вентилятора, и компрессор высокого давления. Газотурбинный двигатель выполнен с возможностью поддержания температуры на выходе компрессора высокого давления в диапазоне от 621 до 732°C при взлете, а отношение скоростей истечения, определяемое как отношение скорости истечения вентиляторной струи к скорости истечения основной струи, находится в диапазоне от 0,75 до 0,90 при полете с крейсерской мощностью двигателя на высоте около 10668 метров (35000 футов) со скоростью около 0,80 числа Маха. Степень двухконтурности двигателя превышает 8,0. Обеспечивается повышение КПД двигателя и, как следствие, уменьшается расход топлива. 4 н. и 24 з.п. ф-лы, 2 ил.
Турбореактивный двигатель // 2264553
Изобретение относится к турбореактивным двигателям летательных аппаратов с газовой турбиной, приводящей в действие компрессор, роторы которых имеют встречное направление вращения
Энергетическая газотурбинная установка // 2269006
Изобретение относится к газотурбинным установкам наземного применения для механического привода и для привода электрогенератора
Изобретение относится к области авиационного двигателестроения, а именно к конструкции узла соединения роторов компрессора и турбины ГТД
Изобретение относится к области крепления валов двигателей на подшипниковых опорах, в частности для турбомашин
