Турбореактивный двигатель

Авторы патента:

F02K3/11 - с помощью форсажных камер или камер сгорания

Изобретение относится к двигателям внутреннего сгорания и может быть использовано в качестве силовой установки на летательных аппаратах. Турбореактивный двигатель позволит значительно увеличить скорость и высоту полёта самолёта, будет обладать значительной экономичностью топлива, уменьшить приёмистость и размеры двигателя по сравнению с двигателями, имеющими форсажную камеру с удлинительной трубой. Целесообразно применять двигатель для установки на стратегических тяжёлых сверхзвуковых и пассажирских самолётах. Достигается обеспечение увеличенной мощности, уменьшенного расхода топлива, увеличенной скорости и высоты полёта самолёта. 5 ил.

Изобретение относится к двигателям внутреннего сгорания, и может быть использовано в качестве силовой установки на летательных аппаратах.

Двигатель содержит входное устройство, два осевых компрессора, свободную турбину, две кольцевые камеры сгорания, внешнее и внутреннее регулируемые сопла, полый вал.

Используемая литература:

Н.А.Максимов, В.А.Секистов «Авиадвигатели самолётов и вертолётов», М.М.Масленников «Авиационные газотурбинные двигатели», А.А.Колесников «Основы теории реактивных двигателей», Н.В.Иноземцев «Авиационные газотурбинные двигатели теория и рабочий процесс»,1955г., Патент на изобретение РФ № 27275332 «Турбореактивный двигатель».

Задачей настоящего изобретения является разработка турбореактивного двигателя увеличенной мощности, уменьшенного расхода топлива, увеличенной скорости и высоты полёта самолёта.

Наиболее близкий по своей технической сущности к предлагаемому изобретению является патент на изобретение РФ № 27275332 «Турбореактивный двигатель». Турбореактивный двигатель имеет в последней ступени спрямляющий аппарат компрессора, разделительное кольцо с лабиринтными уплотнителями, перед кольцевой камерой сгорания и разделительным корпусом, которые разделяют поток сжатого воздуха компрессором на два потока: внешний, приводит во вращение турбину, окончательное расширение газа происходит в удлинительной трубе, и регулируется внешним регулируемым соплом; внутренний, сжатый поток компрессором, поступает на внутренние лопатки спрямляющего аппарата и внутренние лопатки турбины и поступает в затурбинную кольцевую камеру сгорания, которая расположена за турбиной, скорость потока газа сгорания регулируется внутренним регулируемым соплом. Полый вал обеспечивает охлаждение внутренних деталей двигателя. Недостатками являются: сложность изготовления лопаток спрямляющего аппарата компрессора и турбины с разделительными кольцами, нет принудительного охлаждения лопаток спрямляющего аппарата и турбины, что ограничивает температуру выходящих газов из кольцевой камеры сгорания, что в свою очередь ограничивает мощность турбореактивного двигателя.

Техническим результатом, который будет получен при осуществлении данного изобретения, является увеличение мощности турбореактивного двигателя, увеличения скорости и высоты полёта самолёта.

Требуемый технический результат достигается тем, что двигатель имеет свободную турбину, которая вращает компрессор №2. Воздух в компрессор №2 поступает через полые корпуса - стоек крепления воздухозаборника, расположенных за свободной турбиной, кольцевую камеру сгорания, расположенную за компрессором №2, принудительным охлаждением лопаток спрямляющего аппарата и турбин наружным воздухом. Наружный воздух, поступающий, для охлаждения спрямляющего аппарата и турбин способствует увеличению тяги двигателя, увеличивает общий объём воздуха, проходящий через двигатель. Регулируемыми внешними и внутренними створками сопла.

Сущность изобретения поясняется чертежами, где на фиг.1 изображён общий вид предлагаемого турбореактивного двигателя. Фиг.1. Турбореактивный двигатель содержит:

1.Охлаждающий поток воздуха;

2.Поток воздуха, поступающий в компрессор №1;

3.Компрессор №1;

4.Сквозной полый вал;

5.Основная кольцевая камера сгорания;

6.Первая ступень турбины;

7.Вторая ступень турбины;

8.Поток воздуха, поступающий в первую ступень турбины;

9.Поток воздуха, поступающий во вторую ступень турбины;

10.Поток воздуха, поступающий в ступень свободной турбины;

11.Свободная турбина;

12.Поток воздуха, поступающий в компрессор №2;

13. Полый корпус - стойку воздухозаборника компрессора №2

14. Корпус двигателя;

15.Внешний корпус компрессора №2;

16.Движение воздуха в компрессоре №2;

17.Комрессор №2;

18.Передняя стойка крепления кольцевой камеры сгорания;

19.Внешний корпус кольцевой камеры сгорания;

20.Кольцевая камера сгорания;

21.Задняя стойка крепления кольцевой камеры сгорания;

22.Внутренний корпус кольцевой камеры сгорания;

23.Внешнее регулируемое сопло;

24.Внутреннее регулируемое сопло;

На фиг.2 изображён фрагмент турбореактивного двигателя. Фиг.2. содержит:

2.Поток воздуха, поступающий в компрессор №1;

6.Первая ступень турбины;

7.Вторая ступень турбины;

8.Поток воздуха, поступающий в первую ступень турбины;

9.Поток воздуха, поступающий во вторую ступень турбины;

10.Поток воздуха, поступающий в ступень свободной турбины;

11.Свободная турбина;

12.Поток воздуха, поступающий в компрессор №2;

13. Корпус - стойка воздухозаборника компрессора №2 с лабиринтным уплотнителем;

14.Корпус двигателя;

25.Переходник подачи воздуха первой ступени турбины 6 с лабиринтными уплотнителями;

26.Переходник подачи воздуха второй ступени турбины 7 с лабиринтными уплотнителями;

27.Переходник подачи воздуха турбины №2 с лабиринтными уплотнителями;

28.Внешний корпус первой ступени турбины 6;

29.Охлаждающие спрямляющие лопатки первой ступени турбины 6;

30.Кольцевой корпус первой ступени турбины 6;

31.Охлаждающие внешние лопатки первой ступени турбины 6;

32.Внешний корпус второй ступени турбины 7;

33.Охлаждающие спрямляющие лопатки второй ступени турбины 34.Кольцевой корпус второй ступени турбины 7;

35.Охлаждающие внешние лопатки второй ступени турбины 7;

36.Внешний корпус турбины 11 компрессора №2;

37.Спрямляющие лопатки турбины 11 компрессора №2;

38.Охлаждающие внешние лопатки турбины 11 компрессора №2;

39.Кольцевой корпус турбины 11 компрессора №2;

На фиг.3 изображён фрагмент полых корпусов - стоек воздухозаборников компрессора №2 турбореактивного двигателя. Фиг.3. содержит:

4.Сквозной полый вал;

12.Поток воздуха, поступающий в компрессор №2;

13. Корпус - стойка воздухозаборника компрессора №2 с лабиринтным уплотнителем;

14 Корпус удлинительной трубы двигателя;

15.Внешний корпус компрессора №2;

17.Комрессор №2;

На фиг.4 изображён фрагмент первой ступени турбины 6, второй ступени турбины 7 и турбины 11 компрессора №2 турбореактивного двигателя. Фиг.4. содержит:

6.Первая ступень турбины;

7.Вторая ступень турбины;

8.Поток воздуха, поступающий в первую ступень турбины;

9.Поток воздуха, поступающий во вторую ступень турбины;

10.Поток воздуха, поступающий в ступень турбины компрессора №2;

11.Свободная турбина;

25.Переходник подачи воздуха первой ступени турбины 6 с лабиринтными уплотнителями;

26.Переходник подачи воздуха второй ступени турбины 7 с лабиринтными уплотнителями;

27.Переходник подачи воздуха свободной турбины с лабиринтными уплотнителями;

28.Внешний корпус первой ступени турбины 6;

29.Охлаждающие спрямляющие лопатки первой ступени турбины 6;

30.Кольцевой корпус первой ступени турбины 6;

31.Охлаждающие внешние лопатки первой ступени турбины 6;

32.Внешний корпус второй ступени турбины 7;

33.Охлаждающие спрямляющие лопатки второй ступени турбины 7;

34.Кольцевой корпус второй ступени турбины 7;

35.Охлаждающие внешние лопатки второй ступени турбины 7;

36. Внешний корпус свободной турбины 11;

37.Охлаждающие спрямляющие лопатки свободной турбины 11;

38.Охлаждающие внешние лопатки свободной турбины 11;

39.Кольцевой корпус свободной турбины 11;

40.Лопатки турбины 6;

41.Выходные отверстия лопаток турбины 6, воздуха поступающий, в первую ступень турбины 6;

42.Лопатки спрямляющего аппарата турбины 6 первой ступени;

43.Выходные отверстия лопаток спрямляющего аппарата турбины 6, воздуха поступающий, в первую ступень турбины;

44.Выходные отверстия лопаток 45 турбины 11 потока воздуха, поступающего в ступень турбины компрессора №2;

45.Лапатки турбины 11 компрессора №2;

46. Выходные отверстия лопаток спрямляющего аппарата свободной турбины;

47. Лопатки спрямляющего аппарата свободной турбины 11;

48.Лопатки второй ступени турбины 7;

49.Выходные отверстия лопаток второй ступени турбины 7;

50.Лопатки спрямляющего аппарата второй ступени турбины 7;

51.Выходные отверстия лопаток второй ступени спрямляющего аппарата турбины 7;

52.Воздуховод свободной турбины 11 ;

53.Воздуховод турбины 7;

54.Воздуховод свободной турбины 11;

На фиг.5 изображён фрагмент свободной турбины 11. Фиг.5. содержит:

10.Поток воздуха, поступающий в ступень свободной турбины;

36.Внешний корпус свободной турбины 11;

37.Охлаждающие спрямляющие лопатки свободной турбины 11;

38. Охлаждающие внешние лопатки свободной турбины 11;

39.Кольцевой корпус свободной турбины 11;

52.Воздуховод свободной турбины 11;

Принцип работы турбореактивного двигателя заключается в следующем. Воздушный поток 2, поступает в компрессор №1 3, происходит сжатие воздуха и поступает в основную кольцевую камеру сгорания 5, происходит образование топливовоздушной смеси и осуществляется розжиг топлива запальным устройством. Образовавшийся в основной кольцевой камере сгорания 5, газовый поток, обладающий высокой температурой и давлением, поступает на лопатки первой ступени турбины 6 и второй ступени турбины 7, вращает компрессор №1 3. Далее газовый поток поступает на лопатки свободной турбины 11 и вращает её вместе с компрессором №2 17. Выходящий газовый поток проходит между корпусом двигателя 14 , внешним корпус 15 компрессора №2 и внешним корпусом 19 кольцевой камеры сгорания 20, скорость выходящих газов регулируется внешним регулируемым соплом 23. Сквозной полый вал 4 обеспечивает охлаждение внутренних узлов двигателя и кольцевой камеры сгорания 20.

Свободная турбина 11 вращает компрессор №2. Наружный поток воздуха 12, поступает в компрессор №2 через полые корпуса - стоек воздухозаборников компрессора №2 13. При движении потока воздуха 12 в компрессоре №2, выполняется повышение давления и подача его в кольцевую камеру сгорания 20, происходит образование топливовоздушной смеси и осуществляется розжиг топлива запальным устройством. Образовавшийся в кольцевой камере сгорания 20, газовый поток, обладающий высокой температурой и давлением, беспрепятственно выходит из кольцевой камеры сгорания. Скорость истечения газа регулируется внутренним регулируемым соплом 24.

Лопатки спрямляющего аппарата 42, первой ступени турбины 6 охлаждаются потоком воздуха 8, который дожимается охлаждающими внешними лопатками 31 первой ступени турбины 6, проходит через охлаждающие спрямляющие лопатки 29 первой ступени турбины 6 и по воздуховоду 52, поступает в лопатки спрямляющего аппарата 42 турбины 6, охлаждая её, выходя через выходные отверстия лопаток спрямляющего аппарата 43 турбины 6. Далее, охлаждающий воздух 8, поступает в переходник подачи воздуха 25, первой ступени турбины 6 с лабиринтными уплотнителями. За счёт центробежных сил, создаваемой вращением турбины, воздух повышает давление в каналах лопаток 40 турбины 6, выходя через выходные отверстия лопаток 41 турбины 6 охлаждает её.

Лопатки спрямляющего аппарата 50, второй ступени турбины 7 охлаждаются потоком воздуха 9 который дожимается охлаждающими внешними лопатками 35 первой ступени турбины 7 проходит через охлаждающие спрямляющие лопатки 33 второй ступени турбины 7 и по воздуховоду 53, поступает в лопатки спрямляющего аппарата 50 турбины 7, охлаждая её, выходя через выходные отверстия лопаток спрямляющего аппарата 51 турбины 7. Далее, охлаждающий воздух 9, поступает в переходник подачи воздуха 26, второй ступени турбины 7 с лабиринтными уплотнителями. За счёт центробежных сил, создаваемой вращением турбины, воздух повышает давление в каналах лопаток 48 турбины 7, выходя через выходные отверстия лопаток 49 турбины 7, охлаждает её.

Лопатки спрямляющего аппарата 47, свободной турбины 11 охлаждаются потоком воздуха 10 который дожимается охлаждающими внешними лопатками 38 свободной турбины 11, проходит через охлаждающие спрямляющие лопатки 37 свободной турбины 11 и по воздуховоду 54, поступает в лопатки спрямляющего аппарата 47 свободной турбины 11, охлаждая её, выходя через выходные отверстия лопаток спрямляющего аппарата 46 свободной турбины 11. Далее охлаждающий воздух 10, поступает в переходник подачи воздуха 27, свободной турбины 11 с лабиринтными уплотнителями. За счёт центробежных сил, создаваемой вращением турбины, воздух повышает давление в каналах лопаток 45 свободной турбины 11, выходя через выходные отверстия лопаток 44 свободной турбины 11, охлаждает её.

При работе двигателя топливо подаётся одновременно, от минимальной до максимальной тяги, в основную кольцевую камеру сгорания 5 и в кольцевую камеру сгорания 20. Кольцевая камера сгорания 20 не находится в потоке воздуха, как это имеет место в турбореактивных двигателях имеющих форсажные камеры (кольцевая камера сгорания 20 выполняет работу форсажной камеры), расположенные в удлинительной трубе двигателя, что не ухудшает КПД первой ступени турбины 6, второй ступени турбины 7 и свободной турбины 11. Сжигание топлива в кольцевой камере сгорания 20 может происходить при большей температуре, чем основной камере сгорания 5, так как нет препятствий выходящим газам, что может увеличивать тягу и экономичность двигателя. Скорость истечение газа из внутреннего регулируемого сопла 24 значительно выше, чем из внешнего регулируемого сопла 23. Вследствие инжекции, уменьшается давление газов проходящих между корпусом удлинительной трубы двигателя 14 и внешний корпус 15 компрессора №2, внешним корпусом 19 кольцевой камеры сгорания №2. Это приводит к увеличению КПД турбин 7,8,11. Чтобы не превысить максимальные обороты двигателя необходимо уменьшить подачу топлива в основную кольцевую камеру сгорания 5 и переправить в кольцевую камеру сгорания 20, что увеличит тягу двигателя.

Достижение максимальной тяги двигателя осуществляется большим количеством подачи топлива в кольцевую камеру сгорания 20, при максимальных оборотах. Конструкция кольцевой камеры сгорания 20, аналогична основной кольцевой камере сгорания 5 и имеет идентичные конструктивные элементы, присущие кольцевым камерам сгорания, такие как: корпус камеры сгорания, форсунки, жаровая труба, кожух камеры сгорания, стабилизаторы пламени сгорания и запальное устройство (плазменный воспламенитель). Внутренние 24 и внешние 23 регулируемые створки сопел выполняют функцию поддержания максимальной скорости истечения газов при различных режимах работы двигателя от малой до максимальной тяги двигателя.

Кольцевая камера сгорания 20 выполняет, роль форсажной камеры. Форсажной камере необходима удлинительная труба, для повышенной эффективности сгорания топлива, что значительно увеличивает габариты двигателя. Полый вал в конструкции турбореактивного двигателя охлаждает внутренние узлы двигателя и элементы затурбинной кольцевой камеры сгорания.

При работе форсажной камеры большая тяга двигателя достигается за счёт большого расхода топлива, так как горение топлива происходит при малом давлении и уменьшенным количеством кислорода в газовом потоке и его большой скорости.

Охлаждение лопаток спрямляющего аппарата и лопаток турбин наружным воздухом увеличит расход воздуха через двигатель, одновременное сжигание топлива в основной кольцевой камере сгорания 5 и в кольцевой камере сгорания 20 на максимальных оборотах, приведет к увеличению мощности и экономичности двигателя по сравнению с двигателями, имеющими форсажные камеры.

Предложенное техническое решение неизвестно из уровня техники по доступным источникам информации, из которого явным образом следует для специалиста двигателестроения, и может быть практически реализовано в серийном производстве по обычной технологии, то есть соответствует критериям патентоспособности.

Турбореактивный двигатель, содержащий входное устройство, корпус двигателя, компрессор, на последней ступени которого установлен спрямляющий аппарат с разделительным кольцом, две кольцевые камеры сгорания, турбину с разделительными кольцами, два регулируемых сопла, сквозной полый вал, отличающийся тем, что двигатель имеет турбину, где ступени первой, второй и свободной турбин охлаждаются наружным воздухом, который дожимается охлаждающими лопатками турбин, свободная турбина (11) вращает компрессор №2, наружный поток воздуха (12) поступает в компрессор №2 (17) через полые корпусы - стойки воздухозаборников компрессора №2 (13), поток воздуха (12) в компрессоре №2 повышает давление и его подачу в кольцевую камеру сгорания (20), происходит образование топливовоздушной смеси и осуществляется розжиг топлива запальным устройством; образовавшийся газовый поток в кольцевой камере сгорания (20) беспрепятственно выходит из неё; скорость истечение газа регулируется внутренним регулируемым соплом (24), скорость истечение газа из турбин регулируется внешним регулируемым соплом (23).

Изобретение относится к системам охлаждения двухконтурных газотурбинных двигателей. Известный двухконтурный газотурбинный двигатель, содержащий компрессор высокого давления, у которого думисная полость отделена от проточной части компрессора лабиринтным уплотнением, камеру сгорания, турбину высокого давления с охлаждаемыми рабочими лопатками, магистраль охлаждения которых через аппарат закрутки, внутренние полости сопловых лопаток турбины высокого давления и воздухо-воздушный теплообменник соединена с воздушной полостью камеры сгорания, турбину низкого давления с охлаждаемыми лопатками соплового аппарата и междисковой полостью, питающие воздуховоды которых через воздухо-воздушный теплообменник турбины низкого давления сообщены с думисной полостью компрессора, по предложению, снабжен управляющим расходом элементом, установленным на магистрали охлаждения рабочих лопаток турбины высокого давления и дополнительным управляющим расходом элементом, установленным на питающих воздуховодах лопаток соплового аппарата турбины низкого давления и междисковой полости и обеспечивающим в положении закрытия соотношение площадей, равное: где Fзакр - суммарная проходная площадь дополнительного управляющего расходом элемента в положении закрыто, а Fоткр - суммарная проходная площадь дополнительного управляющего расходом элемента в положении открыто.

Двухконтурный турбореактивный двигатель с тепловым насосом // 2723583

Двухконтурный турбореактивный двигатель с тепловым насосом содержит входное устройство, вентилятор, внутренний контур, внешний контур. Внутри внутреннего контура расположены компрессор среднего давления, теплообменник-испаритель, компрессор высокого давления, камера сгорания, турбины.

Турбореактивный двухконтурный двигатель // 2707105

Турбореактивный двухконтурный двигатель содержит промежуточный теплообменник, первичный контур которого связан на выходе с последним каскадом компрессора. Последний каскад, включающий центробежный компрессор, камеру сгорания двигателя и центростремительную турбину, расположен вдоль оси двигателя и внутри его внешнего контура.

Система охлаждения затурбинных элементов трехконтурного турбореактивного двигателя // 2706524

Система охлаждения затурбинных элементов трехконтурного турбореактивного двигателя содержит компрессор низкого давления, канал второго контура, вход в который сообщен с выходом из компрессора низкого давления, а выход - с затурбинной полостью. Система охлаждения затурбинных элементов снабжена воздухо-воздушным теплообменником, установленным в канале третьего контура и сообщенным входом и выходом с каналом второго контура.

Двухконтурная газотурбинная установка // 2704435

Двухконтурная газотурбинная установка состоит из входного устройства, вентилятора, внутреннего контура и внешнего контура. Внутри внутреннего контура расположены компрессор, камера сгорания, турбина, газовые каналы теплообменника-регенератора, выхлопной патрубок.

Двухконтурный турбореактивный двигатель // 2701034

Двухконтурный турбореактивный двигатель, состоящий из входного устройства, вентилятора, внутреннего контура, внешнего контура. Внутри внутреннего контура расположены компрессор, камера сгорания, турбина, газовые каналы теплообменника-регенератора, выхлопной патрубок.

Ядерный турбореактивный двигатель // 2686815

Изобретение относится к турбореактивным двигателям атомолетов. Ядерный турбореактивный двигатель включает: ядерный реактор с жидкометаллическим теплоносителем, входное устройство, компрессор, двухсекционную камеру нагревания, турбину, сопло, термоэлектрогенераторы и/или термоэмиссионные преобразователи, электронагревательные элементы, насос, форсажную камеру.

Двухконтурный турбореактивный двигатель // 2669420

Двухконтурный турбореактивный двигатель с раздельными контурами со степенью двухконтурности более десяти состоит из входного устройства, вентилятора; внутреннего контура, внутри которого расположены компрессор (компрессоры), камера сгорания, турбины; внешнего контура, состоящего из кольцевого канала и сопла.

Способ охлаждения двухконтурного турбореактивного двигателя // 2617026

Способ охлаждения двухконтурного турбореактивного двигателя заключается в сжатии воздуха, используемого при охлаждении, в компрессоре с последующим его охлаждением в теплообменнике, установленном во втором контуре двигателя. Воздух в теплообменник поступает из смесителя, в котором воздух, поступающий из компрессора, смешивается с воздухом, поступающим из теплообменника.

Теплообменный модуль системы кондиционирования воздуха самолета // 2572513

Теплообменный модуль системы кондиционирования воздуха самолета содержит воздухо-воздушный теплообменник, соединенный трубопроводами на входе с запорно-регулирующим устройством и с одной из ступеней компрессора высокого давления в двигателе, а на выходе соединенный трубопроводом с системой кондиционирования воздуха.