Двухконтурный турбореактивный двигатель

Двухконтурный турбореактивный двигатель, который содержит: компрессоры высокого и низкого давления, разделенные промежуточным корпусом, основную камеру сгорания, воздухо-воздушный теплообменный аппарат, турбины высокого и низкого давления, смеситель, реверс тяги, фронтовое устройство, форсажную камеру сгорания, механизм поворота реактивного сопла и всережимное поворотное реактивное сопло. Двигатель также снабжен реверсом тяги, расположенным за смесителем перед фронтовым устройством по оси двигателя. Реверс включает отклоняющие каналы, каждый из которых снабжен клапаном, сообщающиеся с проточной частью двигателя, и группы поворотных лопаток, расположенные за смесителем перед фронтовым устройством по оси двигателя. Каждая группа поворотных лопаток газодинамически связана со своим отклоняющим каналом и имеет возможность независимого частичного перекрытия проточной части двигателя с одновременным открытием соответствующего клапана отклоняющего канала. Форсажная камера сгорания имеет корпус, соединенный с всережимным реактивным соплом посредством механизма поворота всережимного реактивного сопла. Всережимное реактивное сопло выполнено с возможностью поворота в одной плоскости и одновременным вращением вокруг своей оси посредством механизма поворота реактивного сопла. Технический результат: увеличение угловой скорости разворота летательного аппарата за счет оснащения двухконтурного турбореактивного двигателя с низкой степенью двухконтурности отклоняемым вектором тяги в различных направлениях вокруг продольной оси двигателя, в частности создание отрицательного вектора тяги двигателя. 3 з.п. ф-лы, 2 ил.

 

Изобретение относится к газотурбинным двигателям, применяемым в авиадвигателестроении, предназначенным для увеличения маневренных возможностей летательного аппарата, в том числе, с возможностью вертикального взлета и посадки.

Известен двухконтурный турбореактивный двигатель, содержащий компрессор низкого давления; промежуточный корпус; газогенератор, включающий компрессор высокого давления, основную камеру сгорания и турбину высокого давления, причем вокруг корпуса основной камеры сгорания установлен воздухо-воздушный теплообменный аппарат; за газогенератором установлены турбина низкого давления, смеситель, фронтовое устройство, форсажная камера сгорания, всережимное реактивное сопло; кроме того, двигатель содержит коробку приводов двигательных агрегатов, электрическую, пневматическую, топливную и масляную системы; при этом элементы двигателя выполнены технологически автономными соединены между собой разъемными соединениями. (RU 2555950, 07.11.2013 - прототип)

У известного двухконтурного турбореактивного двигателя отсутствуют всережимное реактивное сопло с отклоняемым вектором тяги в различных направлениях вокруг продольной оси двигателя и реверс тяги, что ограничивает маневренные возможности летательного аппарата со снижением угловой скорости разворота, в том числе, исключает возможность вертикального взлета и посадки.

Задачей настоящего изобретения является увеличение маневренных возможностей летательного аппарата с увеличением угловой скорости разворота, в том числе, с возможностью вертикального взлета и посадки, динамического зависания в воздухе.

Техническим результатом, достигаемым при использовании заявленного изобретения, является создание двухконтурного форсажного турбореактивного двигателя с всережимным отклоняемым вектором тяги в различных направлениях вокруг продольной оси двигателя, в частности, создание отрицательного вектора тяги двигателя с отклонением в окружном направлении.

Указанный технический результат достигается тем, что двухконтурный турбореактивный двигатель, содержащий компрессор низкого давления; газогенератор, включающий компрессор высокого давления, основную камеру сгорания и турбину высокого давления, причем вокруг корпуса основной камеры сгорания установлен воздухо-воздушный теплообменный аппарат; за газогенератором установлены турбина низкого давления, смеситель, фронтовое устройство, форсажная камера сгорания, всережимное реактивное сопло; кроме того, двигатель содержит коробку приводов двигательных агрегатов, электрическую, пневматическую, топливную и масляную системы; при этом элементы двигателя выполнены технологически автономными соединены между собой разъемными соединениями, согласно предложению двигатель снабжен реверсом тяги, включающим отклоняющие каналы, сообщающиеся с проточной частью двигателя, при этом каждый отклоняющий канал снабжен клапаном, и группы поворотных лопаток, расположенные за смесителем перед фронтовым устройством по оси двигателя, при этом каждая группа поворотных лопаток газодинамически связана со своим отклоняющим каналом и имеет возможность независимого частичного перекрытия проточной части двигателя с одновременным открытием соответствующего клапана отклоняющего канала, форсажная камера сгорания включает корпус, соединенный с всережимным реактивным соплом посредством механизма поворота всережимного реактивного сопла, а всережимное реактивное сопло выполнено с возможностью поворота в одной плоскости и одновременным вращением вокруг своей оси посредством механизма поворота всережимного реактивного сопла.

Двухконтурный турбореактивный двигатель, в котором оси отклоняющих каналов расположены под углом 20-40° от продольной вертикальной плоскости двигателя.

Двухконтурный турбореактивный двигатель, в котором механизм поворота всережимного реактивного сопла содержит неподвижный корпус, соединенный с корпусом форсажной камеры сгорания, и подвижный корпус, соединенный с корпусом всережимного реактивного сопла, на подвижном и неподвижном корпусах установлены в несколько рядов ролики, оси вращения которых размещены вдоль и поперек оси вращения всережимного реактивного сопла, механизм имеет возможность вращения вокруг оси всережимного реактивного сопла посредством мотора, размещаемого на корпусе форсажной камеры сгорания через промежуточную редукторную передачу.

Двухконтурный форсажный турбореактивный двигатель, в котором всережимное реактивное сопло в выходном сечении выполнено круглым или плоским.

Двигатель создается с использованием вновь введенных элементов: реверса тяги, механизма поворота всережимного реактивного сопла, всережимного поворотного реактивного сопла. Введение этих элементов позволяет на основе известного двухконтурного турбореактивного двигателя создать двигатель для маневренного летательного аппарата с увеличенной угловой скоростью разворота при пониженном техническом риске его создания, снижении стоимости изготовления нового двигателя за счет применения серийно изготавливаемых элементов, снижении затрат на ремонт и эксплуатацию за счет унификации элементов. Конструкция позволяет оснастить двигатель плоским поворотным реактивным соплом вместо традиционного круглого поворотного реактивного сопла.

Установка групп поворотных лопаток реверса тяги за смесителем перед фронтовым устройством по оси двигателя позволяет использовать суммарное количество рабочего тела наружного и внутреннего контуров двигателя с низкой степенью двухконтурности с высокой среднемассовой температурой для создания максимальной величины реверсивной тяги, а также удовлетворения прочностным условиям работы конструкции.

Независимое открытие каждой группы поворотных лопаток, газодинамически связанной со своим отклоняющим каналом, снабженным клапаном, такое, что каждая группа имеет возможность независимого перекрытия проточной части двигателя, позволяет направить рабочее тело наружного и внутреннего контуров в окружном направлении, создавая вектор реверса тяги в окружном направлении. При прямой тяге двигателя клапан закрыт и препятствует протеканию рабочего тела в отклоняющий канал, при реверсивной тяге клапан открыт для пропускания рабочего тела в отклоняющий канал.

Отклоняющие каналы реверса тяги, оси которых расположены под углом 20-40° от продольной вертикальной плоскости двигателя, позволяют создавать боковую составляющую реверсивной тяги при индивидуальном открытии клапанов, установленных в отклоняющих каналах.

Механизм поворота всережимного реактивного сопла находится непосредственно вблизи всережимного реактивного сопла, вектор тяги которого он отклоняет, при этом расположен в относительно холодной зоне форсажной камеры сгорания, что уменьшает массу и увеличивает надежность работы конструкции.

Использование механизма поворота всережимного реактивного сопла позволяет повернуть всережимное реактивное сопло вокруг своей оси вправо или влево на угол не менее девяноста градусов, что совместно с отклонением створок всережимного реактивного сопла позволяет отклонить вектор тяги в телесном угле менее тридцати градусов вверх - вниз, влево - вправо.

Оснащение двигателя реверсом тяги и всережимным поворотным реактивным соплом позволяет осуществить отклонение вектора тяги в различных направлениях вокруг продольной оси двигателя, в частности, создать отрицательный вектор тяги двигателя, увеличивая маневренные возможности летательного аппарата с увеличением угловой скорости разворота, в том числе, с возможностью вертикального взлета и посадки, динамического зависания в воздухе.

На фигуре 1 показан продольный разрез двухконтурного турбореактивного двигателя. На фигуре 2 показана схема расположения отклоняющих каналов реверса тяги.

1 - компрессор низкого давления;

2 - промежуточный корпус;

3 - компрессор высокого давления;

4 - основная камера сгорания;

5 - турбина высокого давления;

6 - воздухо-воздушный теплообменный аппарат;

7 - турбина низкого давления;

8 - смеситель;

9 - фронтовое устройство;

10 - форсажная камера сгорания;

11 - всережимное реактивное сопло;

12 - реверс тяги;

13 - поворотные лопатки реверса тяги;

14 - отклоняющий канал реверса тяги;

15 - клапан реверса тяги;

16 - механизм поворота всережимного реактивного сопла;

17 - ось отклоняющего канала реверса тяги;

18 - продольная вертикальная плоскость двигателя;

α - угол между осями отклоняющих каналов и продольной вертикальной плоскостью двигателя.

Двухконтурный турбореактивный двигатель содержит компрессор низкого давления 1; промежуточный корпус 2; газогенератор, включающий компрессор высокого давления 3, основную камеру сгорания 4 и турбину высокого давления 5, причем вокруг корпуса основной камеры сгорания установлен воздухо-воздушный теплообменный аппарат 6. За газогенератором установлены турбина низкого давления 7, смеситель 8, фронтовое устройство 9, форсажная камера сгорания 10, всережимное реактивное сопло 11. Двигатель содержит коробку приводов двигательных агрегатов, электрическую, пневматическую, топливную и масляную системы (на чертеже не указаны). Элементы двигателя выполнены технологически автономными соединены между собой разъемными соединениями. Двигатель снабжен реверсом тяги 12, включающим группы поворотных лопаток 13. Группы поворотных лопаток 13 реверса тяги 12 установлены за смесителем 8 перед фронтовым устройством 9 по оси двигателя. Каждая из групп поворотных лопаток 13 газодинамически связана со своим отклоняющим каналом 14, сообщающимся с проточной частью двигателя. Каждый отклоняющий канал 14 снабжен клапаном 15. Каждая группа поворотных лопаток 13 имеет возможность независимого частичного перекрытия проточной части двигателя с одновременным открытием соответствующего клапана 15 отклоняющего канала 14 реверса тяги 12. Форсажная камера сгорания 10 корпусом (на чертеже не обозначен) соединена с всережимным реактивным соплом посредством механизма поворота 16 всережимного реактивного сопла 11. Всережимное реактивное сопло 11 выполнено с возможностью поворота в одной плоскости и одновременным вращением вокруг своей оси посредством механизма поворота 16. Оси 17 отклоняющих каналов 14 реверса тяги 12 расположены под углом α, составляющим 20-40° от продольной вертикальной плоскости двигателя 18.

Принцип действия устройства заключается в следующем.

Поток воздуха, сжатый в компрессоре низкого давления 1, в промежуточном корпусе 2 разделяется на два потока. Первая часть воздушного потока поступает в компрессор высокого давления 3, где сжимаясь, попадает в основную камеру сгорания 4 и далее турбину высокого давления 5 привода компрессора высокого давления 3, далее поток горячего газа, вращая турбину низкого давления 7 привода компрессора низкого давления 1, поступает в смеситель 8, за которым смешивается со второй частью воздуха, разделенной в промежуточном корпусе 2. Смешанный газ, минуя реверс тяги 12, истекает из всережимного реактивного сопла 11, создавая тягу двухконтурного турбореактивного двигателя.

При нейтральном векторе тяги реверс тяги 12 закрыт, закрыты поворотные лопатки 13 и клапаны 15 реверса тяги 12, механизм поворота 16 всережимного реактивного сопла 11 установлен в нулевом положении, отсутствует отклонение вправо или влево от оси вращения всережимного реактивного сопла 11, всережимное реактивное сопло 11 установлено в нулевое положение, отсутствует отклонение всережимного реактивного сопла 11 вверх или вниз.

Отклонение вектора тяги двигателя в вертикальной плоскости создают синхронным отклонением створок всережимного реактивного сопла гидроцилиндрами (на чертеже не показаны) управления всережимного реактивного сопла 11 на угол менее тридцати градусов на режимах работы двигателя, включая форсажные.

Отклонение вектора тяги двигателя механизмом поворота 16 всережимного реактивного сопла 11 позволяет повернуть всережимное реактивное сопло 11 вокруг своей оси вправо или влево на угол не менее девяноста градусов, что совместно с отклонением створок всережимного реактивного сопла 11 позволяет отклонить вектор тяги в телесном угле менее тридцати градусов вверх - вниз, влево - вправо.

Для осуществления реверса тяги на посадке или при торможении в воздухе без смены направления движения летательного аппарата единовременно открывают поворотные лопатки 13 синхронизированно с открытием клапанов 15, и перенаправляют истекание потока газов через отклоняющие каналы 14 на бесфорсажных режимах работы двигателя.

Отклонение вектора тяги у реверса осуществляют индивидуальным открытием группы поворотных лопаток 13 синхронизированным с открытием клапана 15 и истеканием воздуха в один из отклоняющих каналов 14. Дополнительно такое отклонение может сопровождаться отклонением вектора тяги всережимного реактивного сопла 11 с прикрытием площади критического сечения всережимного реактивного сопла 11.

Таким образом, единичные отклонения вектора тяги отдельных элементов двигателя позволяют создать сложное, совместное движение по отклонению вектора тяги летательного аппарата.

1. Двухконтурный турбореактивный двигатель, содержащий компрессор низкого давления, промежуточный корпус, газогенератор, включающий компрессор высокого давления, основную камеру сгорания и турбину высокого давления, причем вокруг корпуса основной камеры сгорания установлен воздухо-воздушный теплообменный аппарат, за газогенератором установлены турбина низкого давления, смеситель, фронтовое устройство, форсажная камера сгорания, всережимное реактивное сопло; кроме того, двигатель содержит коробку приводов двигательных агрегатов, электрическую, пневматическую, топливную и масляную системы, при этом элементы двигателя выполнены технологически автономными, соединены между собой разъемными соединениями, отличающийся тем, что двигатель снабжен реверсом тяги, включающим отклоняющие каналы, сообщающиеся с проточной частью двигателя, при этом каждый отклоняющий канал снабжен клапаном, и группы поворотных лопаток, расположенные за смесителем перед фронтовым устройством по оси двигателя, при этом каждая группа поворотных лопаток газодинамически связана со своим отклоняющим каналом и имеет возможность независимого частичного перекрытия проточной части двигателя с одновременным открытием соответствующего клапана отклоняющего канала, форсажная камера сгорания включает корпус, соединенный с всережимным реактивным соплом посредством механизма поворота всережимного реактивного сопла, а всережимное реактивное сопло выполнено с возможностью поворота в одной плоскости и одновременным вращением вокруг своей оси посредством механизма поворота всережимного реактивного сопла.

2. Двухконтурный турбореактивный двигатель по п. 1, отличающийся тем, что оси отклоняющих каналов расположены под углом 20-40° от продольной вертикальной плоскости двигателя.

3. Двухконтурный турбореактивный двигатель по п. 1, отличающийся тем, что механизм поворота всережимного реактивного сопла содержит неподвижный корпус, соединенный с корпусом форсажной камеры сгорания, и подвижный корпус, соединенный с корпусом всережимного реактивного сопла, на подвижном и неподвижном корпусах установлены в несколько рядов ролики, оси вращения которых размещены вдоль и поперек оси вращения всережимного реактивного сопла, механизм имеет возможность вращения вокруг оси всережимного реактивного сопла посредством мотора, размещенного на корпусе форсажной камеры сгорания через промежуточную редукторную передачу.

4. Двухконтурный турбореактивный двигатель по п. 1, отличающийся тем, что всережимное реактивное сопло в выходном сечении выполнено круглым или плоским.



 

Похожие патенты:

Турбомашина для летательного аппарата, содержащая по меньшей мере один осевой вал (2), установленный вращающимся в корпусе турбомашины; причем турбомашина содержит эталонную кольцевую деталь (10), содержащую короткие (11) и длинные (12) продольные эталонные зубья, первые средства обнаружения прохождения коротких (11) и длинных (12) эталонных зубьев для измерения скорости вала (2) турбомашины (1) вокруг его оси (X), угломерную кольцевую деталь (20), содержащую продольные угломерные зубья (21), и вторые средства обнаружения прохождения длинных (12) эталонных зубьев и угломерных зубьев (21) для измерения крутящего момента вала (2) турбомашины.

Изобретение относится к газотурбинным двигателям, в частности к клапанным устройствам для газотурбинных двигателей, и может найти применение в авиадвигателестроении.

Газотурбинный двигатель содержит очень 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.

Газотурбинный двигатель содержит вентилятор, выполненный с возможностью вращения вокруг оси, компрессорную секцию, камеру сгорания, сообщающуюся по текучей среде с компрессорной секцией, и турбинную секцию, сообщающуюся по текучей среде с камерой сгорания.

Турбореактивный двигатель с передним вентилятором содержит по меньшей мере один контур текучей среды и теплообменник воздух/текучая среда, посредством которого упомянутая текучая среда охлаждается воздухом, наружным относительно турбореактивного двигателя, и разделитель потока.

Газотурбинный двигатель содержит компрессорную секцию, камеру сгорания, сообщающуюся по текучей среде с компрессорной секцией, турбинную секцию, сообщающуюся по текучей среде с камерой сгорания, вентилятор и систему изменения скорости, приводимую в действие турбиной привода вентилятора для вращения вентилятора вокруг оси.

Разделитель потока газа, способный разделять поток газа на первый поток и второй поток, содержит переднюю кромку разделителя и устройство для предотвращения обледенения передней кромки.

Лопасть (l1) предназначена для установки на втулке (12, 13) винта турбомашины таким образом, что пустое пространство (18, I8A, 18B) предусмотрено между основанием (14A) лопасти (14) и стороной втулки (12, 13), противолежащей основанию (14A).

Изобретение относится к области авиации, в частности к конструкциям устройств управления шагом лопастей воздушного винта. Устройство подачи текучей среды (100) в гидравлический цилиндр управления ориентацией лопастей вентилятора турбовинтового двигателя с двойным воздушным винтом содержит дозатор текучей среды (120), жестко соединенный с ротором турбовинтового двигателя.

Группа изобретений относится к боевой авиации, на борту которой устанавливается лазерное оружие. В способе работы авиационного газотурбинного двигателя, включающем процесс сжатия воздуха в компрессорах, подвод тепла в камере сгорания, расширение газового потока для получения сверхзвуковой скорости осуществляют через бинарную систему, состоящую из турбины низкого давления, лопатки которой выполнены в виде сопел Лаваля, и установленного за ней кольцевой неподвижной закритической расширяющейся части сопла Лаваля.

Двухконтурный турбореактивный двигатель, который содержит: компрессоры высокого и низкого давления, разделенные промежуточным корпусом, основную камеру сгорания, воздухо-воздушный теплообменный аппарат, турбины высокого и низкого давления, смеситель, реверс тяги, фронтовое устройство, форсажную камеру сгорания, механизм поворота реактивного сопла и всережимное поворотное реактивное сопло. Двигатель также снабжен реверсом тяги, расположенным за смесителем перед фронтовым устройством по оси двигателя. Реверс включает отклоняющие каналы, каждый из которых снабжен клапаном, сообщающиеся с проточной частью двигателя, и группы поворотных лопаток, расположенные за смесителем перед фронтовым устройством по оси двигателя. Каждая группа поворотных лопаток газодинамически связана со своим отклоняющим каналом и имеет возможность независимого частичного перекрытия проточной части двигателя с одновременным открытием соответствующего клапана отклоняющего канала. Форсажная камера сгорания имеет корпус, соединенный с всережимным реактивным соплом посредством механизма поворота всережимного реактивного сопла. Всережимное реактивное сопло выполнено с возможностью поворота в одной плоскости и одновременным вращением вокруг своей оси посредством механизма поворота реактивного сопла. Технический результат: увеличение угловой скорости разворота летательного аппарата за счет оснащения двухконтурного турбореактивного двигателя с низкой степенью двухконтурности отклоняемым вектором тяги в различных направлениях вокруг продольной оси двигателя, в частности создание отрицательного вектора тяги двигателя. 3 з.п. ф-лы, 2 ил.

Наверх