АВИАЦИОННЫЙ ГАЗОТУРБИННЫЙ ДВИГАТЕЛЬ Российский патент 2001 года по МПК F02K7/16 

Изобретение относится к области авиационной и ракетно-космической техники и может быть использовано в двигательных установках летательных аппаратов.

Известен авиационный газотурбинный двигатель ГТД [1], содержащий корпус, входное и сопловое устройства, камеру сгорания, турбокомпрессор, установленный на газовых подшипниках. Такая конструкция позволяет выполнить ротор турбокомпрессора полым, исключить систему масляной смазки, что делает его более простым и экономичным.

Однако данная конструкция имеет недостаток: в создании силы тяги двигателя не используется полая часть ротора турбокомпрессора.

Техническая задача, которую решает заявляемое изобретение - улучшение технико-экономических характеристик, повышение ресурса и надежности двигателя путем совмещения функций газотурбинного и прямоточного воздушно-реактивного двигателей.

Поставленная цель достигается тем, что в известном устройстве содержится корпус, входное и сопловое устройства, камера сгорания, турбокомпрессор, установленный на газовых подшипниках, образованных компрессорными и турбинными цапфами роторов и вкладышами подшипников, закрепленных на корпусе двигателя посредством полых лопаток направляющего, спрямляющего и соплового аппаратов, либо поверхностями ободов, образованных бандажными полками компрессорных или турбинных лопаток и ответными поверхностями элементов корпуса двигателя. Внутри полого ротора турбокомпрессора установлен воздушно-реактивный прямоточный двигатель (ПВРД), корпусом которого является кожух, закрепленный неподвижно на корневых частях полых лопаток направляющего или соплового аппаратов. Это дает возможность совместить в едином корпусе ГТД и ПВРД, что обеспечит большую силу тяги двигателя, улучшит его скоростные и высотные характеристики.

Сущность изобретения поясняется чертежом, на котором двигатель содержит корпус 1, компрессор 2, камеру сгорания ГТД 3, турбину 4, входное устройство 5, сопло 6, направляющие 7 и сопловые аппараты 8, к корневым частям которых крепится неподвижный жесткий кожух 9, изготовленный из жаропрочной стали служащий корпусом ПВРД, камерой сгорания, газодинамическим трактом и основой для установки элементов: блока топливных форсунок и системы зажигания 10, стабилизаторов пламени 11. Подача топлива в камеру сгорания 10 осуществляется по трубопроводу через полые лопатки направляющего аппарата 7.

Двигатель работает следующим образом. В стационарных условиях запускают ГТД, при работе которого осуществляется взлет летательного аппарата, набор высоты и скорости. При достижении потребной сверхзвуковой скорости осуществляют запуск ПВРД. Возможно использование створок для разделения воздушного потока (створки на чертеже не показаны) для рациональной эксплуатации двигателя. Дальнейшая работа двигательной установки проходит либо с участием одного ПВРД, либо одновременно двух двигателей.

При уменьшении скорости полета ниже сверхзвуковой ПВРД выводят из работы. Полет с малыми скоростями, в частности посадку летательного аппарата, осуществляют при работе ГТД.

Таким образом, предлагаемая конструкция двигателя позволяет совместить достоинства газотурбинного и прямоточного воздушно-реактивного двигателей, улучшить технико-экономические показатели, повысить ресурс и надежность.

Авиационный газотурбинный двигатель содержит корпус, входное и сопловое устройства, камеру сгорания, турбокомпрессор, установленный на газовых подшипниках, образованных компрессорными и турбинными цапфами роторов и вкладышами подшипников, закрепленных на корпусе двигателя посредством полых лопаток направляющего, спрямляющего и соплового аппаратов, либо поверхностями ободов, образованных бандажными полками компрессорных или турбинных лопаток и ответными поверхностями элементов корпуса двигателя. Внутри полого ротора турбокомпрессора установлен воздушно-реактивный прямоточный двигатель, корпусом которого является кожух. Кожух закреплен неподвижно на корневых частях полых лопаток направляющего или соплового аппаратов и служит камерой сгорания с возможностью установки на нем блока топливных форсунок, системы зажигания и стабилизаторов пламени. Изобретение позволяет улучшить технико-экономические характеристики, повысить ресурсы надежность двигателя. 1 ил.

Авиационный газотурбинный двигатель, содержащий корпус, входное и сопловое устройства, камеру сгорания, турбокомпрессор, установленный на газовых подшипниках, образованных компрессорными и турбинными цапфами роторов и вкладышами подшипников, закрепленных на корпусе двигателя посредством полых лопаток направляющего, спрямляющего и соплового аппаратов, либо поверхностями ободов, образованных бандажными полками компрессорных или турбинных лопаток и ответными поверхностями элементов корпуса двигателя, отличающийся тем, что внутри полого ротора турбокомпрессора установлен воздушно-реактивный прямоточный двигатель, корпусом которого является кожух, закрепленный неподвижно на корневых частях полых лопаток направляющего или соплового аппаратов и служащий камерой сгорания с возможностью установки на нем блока топливных форсунок, системы зажигания и стабилизаторов пламени.