Турбореактивный двигатель

 

Турбореактивный двигатель летательного аппарата содержит соосно последовательно установленные в корпусе регулируемый воздухозаборник, осевой компрессор и газовую турбину, имеющие соизмеримые массы и роторы которых имеют встречное вращение и укреплены на валах, связанных между собой механизмом реверсирования, а также камеру сгорания и реактивное сопло. Валы осевого компрессора и газовой турбины дополнительно между собой связаны торцами через упорный подшипник. Упорный подшипник сформирован посредством фланца вала турбины, помещенного внутри обоймы торца вала компрессора и опирающегося через шарики на кольцо, закрепленное на обойме торца вала компрессора и жестко связанное с ведомым зубчатым колесом планетарного механизма реверсирования, замкнутым через ролики кольцом подшипника качения, которое опирается на валы компрессора и турбины. Ведущее зубчатое колесо планетарного механизма реверсирования закреплено на валу турбины и через автономно смонтированные в опорах сателлитные шестерни находится в зацеплении с ведомым зубчатым колесом. Изобретение обеспечивает повышение ресурса турбореактивного двигателя с компактным реверсивным редуктором, в котором компенсируются осевые нагрузки и минимизированы гиромоменты встречно вращающихся компрессора и турбины, что облегчает пилотирование и маневрирование летательного аппарата при его несимметричном аэродинамическом нагружении. 3 ил.

Изобретение относится к турбореактивным двигателям летательных аппаратов с газовой турбиной, приводящей в действие компрессор, роторы которых имеют встречное направление вращения.

Уровень техники данной области характеризует выбранный в качестве наиболее близкого аналога по технической сущности и числу совпадающих признаков турбореактивный двигатель летательных аппаратов, описанный в патенте RU 2151900 С1, F 02 K 3/00, F 01 D 1/30, 2000 г., который содержит установленные соосно последовательно в корпусе регулируемый воздухозаборник, осевой компрессор и газовую турбину, роторы которых укреплены на связанных через зубчатый механизм реверсирования валах, а также камеру сгорания и реактивное сопло. Трассы компрессора и турбины подобраны соизмеримыми.

Валы осевого компрессора и газовой турбины выполнены полыми, внутри которых коаксиально помещена несущая ось, опирающаяся обоими концами на пилоны корпуса, распределенно воспринимающая без перегрузки элементов опоры и вращения роторов компрессора и турбины несимметричные аэродинамические нагрузки при полете.

Эта дополнительная неподвижная центральная ось турбокомпрессора имеет динамическую автономность, при которой несимметричные аэродинамические нагрузки и полете, пилотировании и маневрировании распределенно воспринимаются ею без перегрузки элементов опор при вращении роторов компрессора и турбины. При атом не нарушается стабильный стационарный режим работы двигателя.

Механизм реверсирования выполнен в виде зубчатого конического многозвенника, вал сателлитов которого установлен в неподвижных опорах корпуса, обеспечивающего безынерционные синхронные изменения направлений вращения кинематически связанных компрессора и турбины, необходимые для пилотирования и маневрирования летательного аппарата.

Известный турбореактивный двигатель характеризуется тем, что в нем минимизированы динамические нагрузки центробежных сил моментов инерции встречно вращающихся соизмеримых масс компрессора и турбины, что улучшает управляемость летательного аппарата при нестационарных воздействиях знакопеременных нагрузок внешних аэродинамических сил пилотирования.

Однако недостатком известного двигателя является кинематически сложная связь механизма реверсирования с автономным устройством динамической разгрузки турбокомпрессора, включающим протяженную несущую ось, опирающуюся на узлы вращения силовых роторов компрессора и турбины.

По причине неизбежных люфтов в зубчатых зацеплениях механизма реверсирования, учитывая температурные деформации в динамике его работы, не удается исключить радиальные нагрузки на пилоны и корпус летательного аппарата, испытывающие усталостные напряжения, что снижает их функциональную и эксплуатационную надежность.

Кроме того, из-за больших циклических и знакопеременных аэродинамических нагрузок пилотирования и маневрирования летательного аппарата на элементы зубчатых зацеплений механизма реверсирования его ресурс невысок.

Выполнение массивных механизма реверсирования и устройства динамической разгрузки турбокомпрессора известного двигателя, сопряженное с большими трудо- и материальными затратами в связи с прецизионной точностью изготовления взаимодействующих структурных элементов, определяет дополнительные нагрузки на фюзеляж и относительно высокую потребительскую стоимость, ограничивающие практическое использование в летательных аппаратах.

Задачей, на решение которой направлено настоящее изобретение, является упрощение конструкции механизма реверсирования и устройства динамической разгрузки турбокомпрессора при повышении функциональной надежности двигателя и ресурса его работы.

Требуемый технический результат достигается тем, что в известном турбореактивном двигателе, содержащем соосно последовательно установленные в корпусе регулируемый воздухозаборник, осевой компрессор и газовую турбину, имеющие соизмеримую массу и роторы которых укреплены на валах, связанных между собой механизмом реверсирования, а также камеру сгорания и реактивное сопло, согласно изобретению валы осевого компрессора и газовой турбины дополнительно между собой связаны торцами через упорный подшипник, который сформирован посредством фланца вала турбины, помещенного внутри обоймы торца вала компрессора и опирающегося через шарики на кольцо, закрепленное на обойме торца вала компрессора и жестко связанное с ведомым зубчатым колесом планетарного механизма реверсирования, замкнутым через ролики кольцом подшипника качения, которое опирается на валы компрессора и турбины, при этом ведущее зубчатое колесо планетарного механизма реверсирования закреплено на валу турбины и через автономно смонтированные в опорах сателлитные шестерни находится в зацеплении с ведомым зубчатым колесом.

Предложенное техническое решение турбореактивного двигателя, в компактном реверсивном редукторе которого компенсируются осевые нагрузки и минимизированы центробежные силы встречно вращающихся компрессора и турбины, облегчает пилотирование летательного аппарата при несимметричном аэродинамическом нагружении за счет снижения нагрузок на органы управления, фюзеляж и крылья.

Отличительные признаки упростили конструкцию, кинематику и технологию изготовления турбореактивного двигателя с компактным силовым агрегатом, имеющим повышенный ресурс при заметном снижении потребительской стоимости.

Непосредственная кинематическая связь валов компрессора и турбины через упорный подшипник, выполненный с обратным кинематическим замыканием колец, и посредством структурных элементов планетарной передачи оригинальной конструкции создали замкнутую самодостаточную систему реверсирования вращения турбины и компрессора при взаимной компенсации развиваемых ими гиромоментов, противно направленных осевых и радиальных усилий, что снижает нагрузки на органы управления летательного аппарата и практически исключает динамическое нагружение его корпуса энергией турбокомпрессора при пилотировании и маневрировании.

Использование предложенного газотурбинного двигателя, имеющего повышенный ресурс, стабилизирует полет летательного аппарата, улучшает его управляемость.

Форма выполнения упорного подшипника непосредственной кинематической связи валов осевого компрессора и газовой турбины позволила исключить промежуточные трудо- и металлоемкие элементы и механизмы, в частности воспринимающую циклические, знакопеременные нагрузки пилотирования протяженную ось, опирающуюся на узлы вращения турбокомпрессора двигателя.

Выполнение механизма реверсирования в виде планетарной передачи предложенной конструкции обеспечило компактность редуктора, в котором жестко связаны противоположно нагруженные осесимметричные валы турбины и компрессора двигателя.

Следовательно, каждый существенный признак необходим, а их совокупность в устойчивой взаимосвязи является достаточной для достижения новизны качества, неприсущей признакам в разобщенности, т.е. для решения поставленной в изобретении задачи.

Проведенный сопоставительный анализ предложенного турбореактивного двигателя с выявленными аналогами уровня техники, из которого изобретение явно не следует для специалиста по двигателям летательных аппаратов, показал, что он не известен, а с учетом возможности промышленного серийного производства можно сделать вывод о соответствии критериям патентоспособности.

Сущность изобретений поясняется чертежами, где изображены:

на фиг.1 - схематично предлагаемый газотурбинный двигатель;

на фиг.2 - планетарный механизм реверсирования (редуктор);

на фиг.3 - разрез по А-А на фиг.2.

Предложенный двигатель содержит последовательно установленные в корпусе 1 (фиг.1) регулируемый воздухозаборник 2, осевой компрессор 3, кольцевую камеру 4 сгорания и газовую турбину 5, образующие турбокомпрессор, выходное устройство 6 с реактивным регулируемым соплом 7 и форсажную камеру 8 между ними.

Ротор 9 осевого компрессора 3, несущие рабочие лопатки 10 которого расположены между неподвижными лопатками 11 (сопловой аппарат) корпуса 1, укреплен в радиальном подшипнике 12 опоры 13, а другим концом связан посредством шлицевого соединения с валом 14 реверсивного редуктора (фиг.3).

Ротор 15 турбины 5 с лопатками 16 установлен во втулке 17 корпуса 18 подшипника 19, а вторым концом связан с валом 20.

Валы 14 и 20 между собой связаны непосредственно через упорный подшипник, образованный фланцем 22 вала 20 турбины 5, опирающимся через шарики 23 на кольцо 21, закрепленное на обойме 24 торца вала 14 компрессора 3.

Конструктивной особенностью этого упорного подшипника (21-23-22) является то, что фланец 22 торца вала 20 турбины 5 помещен внутри обоймы 24 торца вала 14 компрессора 3, которая закрыта кольцом 21, и это обеспечивает обратное силовое и геометрическое замыкание, компенсирующее противно направленные рабочие усилия на валах 14 и 20 соответственно компрессора 3 и турбины 5.

На валу 20 турбины 5 жестко закреплено зубчатое ведущее колесо 25, которое через эвольвентное зацепление сателлитных шестерен 26 (фиг.2 и 3) соединено с ведомым зубчатым колесом 27 планетарного механизма реверсирования вращения.

Сателлитные шестерни 26 смонтированы автономно: каждая обоими радиально подвижными концами установлена в жестко связанных между собой шпильками 28 опорах 29 и 30, смонтированных на валу 20 турбины 5 посредством подшипников 31 и 32 соответственно.

Ведомое зубчатое колесо 27 жестко связано с обоймой 24 торца вала 14 компрессора.

Ведомое зубчатое колесо 27 в плоскости зацепления с ведущим зубчатым колесом 25 замкнуто через ролики 33 кольцом 34 подшипника качения.

Торцевая крышка 35 и опора 30, формообразующие вышеописанную конструкцию в реверсивный редуктор, опираются через подшипники 36 и 32 на вал 14 компрессора 3 и вал 20 турбины 5 соответственно, создавая тем самым кинематически замкнутую сбалансированную систему.

Работает турбореактивный двигатель следующим образом.

Набегающий поток воздуха тормозится в воздухозаборнике 2, что особенно важно в условиях сверхзвуковых скоростей полета, при этом давление и температура воздуха повышаются, а скорость потока падает.

С ростом скорости полета сжатие воздуха от скоростного напора возрастает, что компенсируется увеличением проходного сечения воздухозаборника 2 для торможения потока воздуха в так называемом диффузоре. В воздухозаборнике 2 создается достаточно равномерный поток воздуха на входе в компрессор 3.

Далее воздух, поступающий в компрессор 3, сжимается и нагнетается в камеру 4 сгорания за счет вращения лопаток 10 компрессоpa 3 от турбины 5. Здесь происходит повышение давления воздуха от взаимодействия вращающихся рабочих лопаток 10 ротора 9 и неподвижных лопаток 11 корпуса 1 - спрямляющих аппаратов при непрерывном и равномерном потоке на входе в компрессор 3.

Вращающиеся рабочие лопатки 10, воздействуя на поток, передают ему энергию, подведенную к валу 14 компрессора 3 от вала 20 турбины 5 через упорный подшипник (22-23-21): воздух движется по межлопаточным каналам 10-11 и сжимается.

Затем в камере 4 сгорания воздух, окисляя распыляемое форсунками топливо, нагревается до температуры 1200-1500°С для подачи на лопатки 16 турбины 5. В камеру 4 сгорания воздух (окислитель) подается в отношении 15 частей к одной части топлива, обеспечивая устойчивость процесса сгорания относительно бедной топливно-воздушной смеси, стехиометрический состав (17:1) которой создается подмешиванием к продуктам сгорания за выходом из камеры 4 сгорания на выходе в форсажную камеру 8 для обеспечения заданного поля температур газа и создания дополнительной тяги двигателя.

Кольцевая камера 4 сгорания характеризуется малым числом деталей и компактностью, снижая вес двигателя, она служит силовой системой турбокомпрессора, являясь дополнительной промежуточной опорой для несущего реверсивного редуктора, увеличивая конструкционную жесткость двигателя, разгружая роторы 9, 15 компрессора 3 и турбины 5 соответственно.

В лопатках 16 газовой турбины 5 потенциальная энергия газа, полученная при сжатии воздуха в компрессоре 3 до 16-18 атм и нагреве в нем до температуры 180-200°С, подается в камеру 4 сгорания и затем на выход из нее преобразуется в механическую работу на валу 20 турбины 5, которая расходуется на вращение ротора 9 компрессора 3.

Небольшая часть механической работы турбины 5 расходуется на вращение агрегатов обслуживания самого двигателя и летательного аппарата.

Вращение вала 20 ротора 15 турбины 5 последовательно передается через ведущее зубчатое колесо 25, эвольвентное зацепление сателлитных шестерен 26, ведомое зубчатое колесо 27 и обойму 24 на вал 14 ротора 9 компрессора 3, который вращается при этом с тем же числом оборотов, но в противоположную сторону.

Осевые растягивающие усилия, развиваемые компрессором 3 и турбиной 5, взаимно компенсируются в упорном подшипнике (21-23-22), при этом моменты инерции равных масс компрессора 3 и турбины 5 не создают вредных гиромоментов, потому что встречно направлены и поэтому гасятся.

Мощность газовой турбины 5 зависит от величины расхода газа через двигатель, температуры газа на входе и степени расширения газа на турбине 5, то есть степени снижения давления газа на выходе по сравнению с давлением газа на ее входе.

В газотурбинном двигателе за счет изменения диаметра выходного сопла 7 возможно влиять на степень расширения газа за турбиной 5. Если выходное сопло 7 открывать, то давление газа за турбиной 5 снижается, а степень его расширения увеличивается, что повышает мощность турбины 5.

В сопле 7 выходного устройства 6 преобразуется часть энергии газа после турбины 5 и форсажной камеры 8 в кинетическую энергию его направленного движения и отвода горячих газов за пределы летательного аппарата. Это преобразование сопровождается уменьшением давления в расширяющемся потоке газа до атмосферного.

Регулирование сопла 7 производится для улучшения дроссельных характеристик, приемистости двигателя, обеспечения устойчивости работы на различных скоростях полета и изменения тяги на форсажном режиме, то есть для улучшения эффективности процессов в самом двигателе.

Предложенная конструкция позволяет стабилизировать динамическую устойчивость летательного аппарата, потому что исключены возмущающие воздействия от работы турбокомпрессора на фюзеляж и противодействующие нагрузки на его органы управления, что улучшило управляемость при пилотировании и маневрировании.

Изобретение увеличивает ресурс турбореактивного двигателя потому, что в турбокомпрессоре исключены гиромоменты за счет выполнения компактного реверсивного редуктора, включающего узел компенсации осевых нагрузок встречно вращающихся компрессора и турбины в виде упорного подшипника с обратным замыканием колец, закрепленных на торцах соединяемых валов, совмещенный с планетарной передачей оригинальной конструкции, у которой практически полностью исключены радиальные биения. Следовательно, двигатель не оказывает в динамике работы на опоры вращения роторов компрессора и турбины, несущие пилоны и корпус летательного аппарата разрушающего действия.

Формула изобретения

Турбореактивный двигатель, содержащий соосно последовательно установленные в корпусе регулируемый воздухозаборник, осевой компрессор и газовую турбину, имеющие соизмеримые массы и роторы которых укреплены на валах, связанных между собой механизмом реверсирования, а также камеру сгорания и реактивное сопло, отличающийся тем, что валы осевого компрессора и газовой турбины дополнительно между собой связаны торцами через упорный подшипник, который сформирован посредством фланца вала турбины, помещенного внутри обоймы торца вала компрессора и опирающегося через шарики на кольцо, закрепленное на обойме торца вала компрессора и жестко связанное с ведомым зубчатым колесом планетарного механизма реверсирования, замкнутым через ролики кольцом подшипника качения, которое опирается на валы компрессора и турбины, при этом ведущее зубчатое колесо планетарного механизма реверсирования закреплено на валу турбины и через автономно смонтированные в опорах сателлитные шестерни находится в зацеплении с ведомым зубчатым колесом.

РИСУНКИРисунок 1, Рисунок 2, Рисунок 3