АВИАЦИОННЫЙ ГАЗОТУРБИННЫЙ ДВИГАТЕЛЬ Российский патент 2003 года по МПК F02C7/32 F01D15/10 

Изобретение относится к области авиационного двигателестроения, конкретно к авиационным двигателям со встроенными электрогенераторами, приводящимися во вращение без промежуточного редуктора.

Известен газотурбинный двигатель, содержащий встроенный электрогенератор, состоящий из статора и ротора, соединенного с валом трансмиссии, размещенным в ее внутренней полости, образованной корпусом и передней крышкой (см. патент США 3214908, МПК 7 F 02 C 7/32 от 02.11.1965 г.)
В известной конструкции электрогенератор выполнен магнитоэлектрического типа. Помимо крайне нежелательного увеличения аэродинамического сопротивления на входе и сложности охлаждения электрогенератора, в данной конструкции достаточно сложна аппаратура регулирования системы генерирования электроэнергии и низкий коэффициент полезного действия из-за трудности стабилизации выходного напряжения магнитоэлектрического генератора (в данном случае невозможно регулировать рабочий магнитный поток генератора в требуемых пределах).

Кроме того, в известной конструкции за счет ослабления посадки статора в корпус двигателя существует опасность появления значительной неравномерности воздушного зазора генератора и, как следствие, появления дополнительных потерь в роторе и повышения опасности цепляния.

Известен также газотурбинный двигатель, содержащий встроенный электрогенератор, состоящий из статора и ротора, соединенного с валом трансмиссии, размещенным в ее внутренней полости, образованной корпусом опор трансмиссии и передней крышкой (см. патент Российской Федерации 2168024 С 1, МПК 7 F 02 C 7/32 от 23.12.1998 г.).

В данном газотурбинном двигателе электрогенератор выполнен также магнитоэлектрического типа, что влечет за собой сложность аппаратуры регулирования системы генерирования электроэнергии и пониженный коэффициент полезного действия. В частности, для ГТД с системой генерирования постоянного тока эти недостатки обусловлены широким диапазоном изменения частоты вращения авиационного двигателя, а также изменением токовой нагрузки во время работы. Это влечет за собой необходимость применения силового управляемого выпрямителя на полную мощность для обеспечения стабилизации выходного напряжения, который по сравнению с неуправляемым выпрямителем имеет большую массу и повышенные тепловые потери и, следовательно, требует большую поверхность охлаждения. Последнее приводит к увеличению габаритов и массы.

Задача изобретения - сокращение габаритов и повышение надежности работы.

Указанный технический результат достигается тем, что авиационный газотурбинный двигатель содержит встроенный электрогенератор, включающий в себя ротор и статор, соединенный с валом трансмиссии двигателя, размещенным в ее внутренней полости. Полость образована корпусом опор трансмиссии и передней крышкой. Электрогенератор выполнен с комбинированным (смешанным) возбуждением и снабжен индуктором. Статор и индуктор размещены во внутренней полости трансмиссии, индуктор установлен на передней крышке под статором. Статор запрессован в тонкостенную цилиндрическую гильзу с фланцем, прикрепленным к корпусу опор трансмиссии двигателя в плоскости, перпендикулярной оси вращения ротора со стороны передней крышки, и с кольцевой проточкой по ее наружной поверхности с образованием со стенкой корпуса опор трансмиссии канала охлаждения статора. Ротор установлен на приводном валу трансмиссии коаксиально статору и индуктору.

На фиг.1 представлен продольный разрез газотурбинного двигателя, показывающий размещение электрогенератора в полости трансмиссии.

На фиг.2 представлена система охлаждения электрогенератора в увеличенном масштабе.

Авиационный газотурбинный двигатель содержит встроенный электрогенератор, включающий в себя статор 1 и ротор 2, соединенный с валом 3 трансмиссии двигателя. Вал 3 размещен во внутренней полости 4 трансмиссии, образованной корпусом 5 опор трансмиссии и передней крышкой 6. Электрогенератор выполнен с комбинированным возбуждением и снабжен индуктором 7. Статор 1 и индуктор 7 размещены во внутренней полости 4 трансмиссии. Индуктор 7 установлен на передней крышке 6 под статором 1. Статор 1 запрессован в тонкостенную цилиндрическую гильзу 8 с фланцем 9, прикрепленным к корпусу 5 опор трансмиссии двигателя в плоскости, перпендикулярной оси вращения ротора 2 со стороны передней крышки 6, и с кольцевой проточкой по ее наружной поверхности и с образованием со стенкой упомянутого корпуса 5 канала 10 охлаждения статора 1. Ротор 2 установлен на приводном валу 3 трансмиссии коаксиально статору 1 и индуктору 7. Канал 10 подключен каналом 11 к системе смазки и каналом 12 на слив.

Такое расположение узлов электрогенератора позволяет производить его сборку одновременно со сборкой узлов двигателя, что упрощает технический процесс.

При работе авиационного газотурбинного двигателя вал 3 трансмиссии вращает соединенный с ним ротор 2 электрогенератора. При этом в результате в обмотке статора возникает электрический ток.

Такое конструктивное выполнение позволяет стабилизировать в требуемых пределах величину воздушного зазора встроенного электрогенератора в широком диапазоне изменения температур узлов электрогенератора и двигателя, изготовляемых, как правило, из материалов с существенно различными коэффициентами теплового расширения.

Предлагаемое крепление узлов электрогенератора повышает надежность работы двигателя в целом и снижает потери за счет обеспечения равномерных гарантируемых зазоров.

Монтаж и демонтаж статора электрогенератора происходит одновременно со сборкой узлов двигателя осевыми перемещениями этих узлов, а коаксиальность в расположении статора и ротора электрогенератора обеспечивается в результате использования посадочных баз двигателя для крепления узлов электрогенератора, что позволяет иметь минимальные радиальные зазоры между рабочими поверхностями узлов электрогенератора. Выполнение проточки и подключение ее к каналу 11 системы смазки позволит произвести охлаждение статора 1, что даст возможность увеличить нагрузку электрогенератора.

Авиационный газотурбинный двигатель содержит встроенный электрогенератор, включающий в себя статор и ротор, соединенный с валом трансмиссии двигателя, размещенным в ее внутренней полости. Внутренняя полость образована корпусом опор трансмиссии и передней крышкой. Электрогенератор выполнен с комбинированным возбуждением, снабжен индуктором. Статор и индуктор размещены во внутренней полости трансмиссии. Индуктор установлен на передней крышке под статором. Статор запрессован в тонкостенную цилиндрическую гильзу с фланцем, прикрепленным к корпусу опор трансмиссии двигателя в плоскости, перпендикулярной оси вращения ротора со стороны передней крышки, и с кольцевой проточкой по ее наружной поверхности с образованием со стенкой упомянутого корпуса канала охлаждения статора. Ротор установлен на приводном валу трансмиссии коаксиально статору и индуктору. Изобретение позволяет уменьшить габариты двигателя и повысить надежность работы. 2 ил.

Авиационный газотурбинный двигатель, содержащий встроенный электрогенератор, включающий в себя статор и ротор, соединенный с валом трансмиссии двигателя, размещенным в ее внутренней полости, образованной корпусом опор трансмиссии и передней крышкой, при этом электрогенератор выполнен с комбинированным возбуждением, снабжен индуктором, причем статор и индуктор размещены во внутренней полости трансмиссии, индуктор установлен на передней крышке под статором, статор запрессован в тонкостенную цилиндрическую гильзу с фланцем, прикрепленным к корпусу опор трансмиссии двигателя в плоскости, перпендикулярной оси вращения ротора со стороны передней крышки, и с кольцевой проточкой по ее наружной поверхности с образованием со стенкой упомянутого корпуса канала охлаждения статора, а ротор установлен на приводном валу трансмиссии коаксиально статору и индуктору.