ТУРБОРЕАКТИВНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ Российский патент 2020 года по МПК F02C3/73 F02K3/02 

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

Турбореактивный двигатель содержит входное устройство, осевой компрессор, последняя ступень спрямляющий аппарат компрессора с разделительным кольцом, основную кольцевую камеру сгорания, спрямляющий аппарат и турбину с раздельными кольцами, имеющие лабиринтные уплотнения, за турбинную кольцевую камеру сгорания, удлинительную трубу, внешние и внутренние регулируемые сопла двигателя. Н.А. Максимов, В.А.Секистов «Авиадвигатели самолётов и вертолётов», М.М. Масленников «Авиационные газотурбинные двигатели», А.А. Колесников «Основы теории реактивных двигателей».

Известен турбореактивный двигатель, наиболее близкий по своей технической сущности к предлагаемому изобретению, содержащий входное устройство, корпус двигателя, осевой компрессор, кольцевую камеру сгорания, турбину, удлинительную трубу с установленной в ней форсажной камерой и регулируемое реактивное сопло. [Шляхтенко С.М. Теория и расчет воздушно-реактивных двигателей, Москва, машиностроение, 1987.] Недостатком прототипа является ограничение температуры выходящих газов из кольцевой камеры сгорания, ограниченность работоспособностью лапоток спрямляющего аппарата и лопаток турбины, больший расход топлива на форсажном режиме. Нет охлаждения внутренних деталей и узлов двигателя.

Известен патент на изобретение GB 1171966 МПК F02C 7/04,1969. В данном патенте представлен двухконтурный, двухвальный турбореактивный двигатель Фиг.1., который имеет компрессор и турбину пониженного давления, компрессор и турбину повышенного давления. Вращение компрессора 1,11, осуществляется турбиной низкого давления 6а, которые имеют вал 7. Компрессор низкого давления имеет два контура 1 и 11. Первая ступень 11 в первом ряду компрессора имеет разделённую лопатку на внешний 12 и внутренний 11а. Перед внешней лопаткой первой ступени компрессора 12 установлена спрямляющая поток воздуха лопатка 12а, которая управляется рычагом 14 при помощи пневмо- или гидро-цилиндром на фиг.1 (не указано). Компрессор высокого давления 4 вращается турбиной высокого давления 6b через вал 8. На Фиг.2 представлен компрессор низкого давления, который имеет лопатки компрессора 12/1 и 12/2, которые разделены кольцом, для работы во внешнем и внутреннем контурах двигателя. На Фиг.3 представлен компрессор низкого давления, который имеет на последней ступени компрессора лопатки 12, разделённые кольцом для работы во внешнем и внутреннем потоке двигателя. В данном патенте разделение на внешний и внутренние потоки происходит после последних лопаток компрессора низкого давления.

Патент GB 1171966 МПК F02C 7/04,1969 не имеет сходства с настоящей заявкой на изобретение «Турбореактивный двигатель с турбокомпрессорной турбиной», так как разделение потока на внешний и внутренний происходит после последней ступени компрессора низкого давления, повышение давления воздуха происходит во внешнем потоке лопатками компрессора 12,12/1,12/2. В настоящей заявке на изобретение «Турбореактивный двигатель с турбокомпрессорной турбиной», разделение потока воздуха на внешний и внутренний происходит в последней ступени спрямляющего аппарата компрессора разделительным кольцом 4, а повышение давления воздуха происходит во внутренних лопатках турбокомпрессорной турбины и поступает в затурбинную кольцевую камеру сгорания. А также в представленной заявке нет форсажной камеры.

Известен патент RU №2187009 С2. Конструкция двигателя совершенно отличается от настоящей заявки согласно следующего анализа. В патенте предоставлен двухкамерный турбореактивный двигатель (варианты) Фиг.1. Состоит из входного устройства 1, компрессора 2, основной камеры сгорания 3, турбины 4, дополнительной камеры сгорания 5, эжекторного (есть название инжекторное) сопла – сверхзвуковое, регулируемым вторичным (внешним) соплом и нерегулируемым первичным (внутренним) соплом. В данном патенте указано, что сжатый до заданного давления воздух, делится на два потока. Первый поток поступает в основную камеру сгорания 3, где происходит процесс горения топлива, образовавшийся газ поступает на турбину 4, которая приводит во вращение компрессор 2. Выходящий из турбины газ поступает во вторичное сопло. Второй поток через канал внутри вала поступает в дополнительную камеру сгорания 5. При горении топлива образовавшийся газ истекает во вторичное сопло. Как утверждает автор изобретения двигатель имеет два взаимосвязанных термодинамических цикла с подводом тепла при равных давлениях. Автор предполагает, что давление воздуха, создаваемое компрессором, обеспечит равное давления в основной камере сгорания 3 и в дополнительной камере сгорания 5. Это возможно только в том случае если вал двигателя вращается с небольшой скоростью. При этом теряется смысл такого двигателя. Вал двигателя должен иметь необходимое количество отверстий, для поступления сжатого воздуха во внутрь вала. Наличие отверстий уменьшит прочность вала и что бы сохранить необходимую прочность нужно будет увеличить толщину стенок. При вращении вала на воздух будут действовать центробежные силы и стенки отверстий в вале будут выполнять роль не большого центробежного компрессора, поток воздуха будет направлен в противоположную сторону поступающего воздуха, из компрессора, во внутрь вала и чем больше скорость вращения вала, тем больше будет создаваться сопротивление воздуху поступающего в вал двигателя и может привести к запиранию потока поступающего во внутрь вала при максимальных оборотах двигателя. Это значительно уменьшит подачу и давление воздуха в дополнительную камеру сгорания 5. При меньшем количестве воздуха и его давлении в дополнительной камере сгорания 5, чем в основной камере сгорания 3. Уменьшается КПД. Внутренний диаметр вала 16-20 см не обеспечит тягу в 10 т. На Фиг.2 показанная схема форсированного двухкамерного ТРД, форсажная камера сгорания 7 не может являться новым элементом двигателя. Такие форсажные камеры сгорания общеизвестны. В данной схеме форсажная камера находится в потоке газа, исходящего из турбины, её стабилизаторы пламени создают сопротивление движения газов, создаётся динамическое сопротивление, которое тормозит пота газа и ухудшает КПД турбины. Форсажной камере необходима определённая длина, для улучшения сгорания топлива, что увеличивает габариты двигателя. Дополнительная камера сгорания 5 соединена каналом 8, состоящим из патрубков, образующий наружный контур, с компрессором. Патрубки 8 находятся в газовом потоке исходящих из турбины, что ухудшает КПД турбины из-за уменьшения проходного сечения газов корпусами патрубков 8, и создаваемое ими сопротивление. При поступлении сжатого воздуха из компрессора в дополнительную камеру сгорания 5 по патрубкам 8, возникает сопротивление движения воздуха, что создаёт дополнительную нагрузку на компрессор и уменьшает его КПД. На Фиг.3 показана схема двухкамерного ТРД. Двигатель имеет дополнительную камеру сгорания 5, расположенную в наружном канале. Достоинством схемы фиг.3 автор считает, что работа дополнительной камеры сгорания 5 не оказывает влияния на работу компрессора. Дополнительная камера сгорания 5 находится в воздушном потоке от компрессора и имеет определённые габариты и тормозит поток воздуха, что ухудшает КПД компрессора, особенно при её не работе. В настоящей заявке: «Турбореактивный двигатель с турбокомпрессорной турбиной» такой проблемы нет. Поток от компрессора 3 разделяется на внешний 9 и внутренний 10, поступает разделительным кольцом 4 в последней ступени спрямляющего аппарата и поступает на внутренние лопатки 15 турбокомпрессорной турбины 16, которые выполняют роль дополнительного компрессора. Дожатый воздух поступает в затурбинную кольцевую камеру сгорания 17, где топливо сгорает при повышенном давлении воздуха, чем в основной камере сгорания 8, что приводит к увеличению КПД двигателя. Затурбинная камера сгорания имеет маленькие размеры, не превышающие диаметр вала, и как следствие не сможет обеспечить большую тягу двигателя.

Известный патент U 2 187 009 C2 не имеет конструктивного сходства с заявкой на изобретение «Турбореактивный двигатель с турбокомпрессорной турбиной», так как имеет другую конструкцию и элементы двигателя. Известны турбореактивные двигатели, содержащие форсажную камеру за турбиной, находящиеся в удлинительной трубе. Недостатком таких форсажных камер является большой расход топлива, при их работе, для достижения большой, сгорание топлива происходит при гораздо низком давлении воздуха, чем в основной кольцевой камере сгорания. Установка стабилизаторов пламени в потоке воздуха в удлинительной трубе ухудшает КПД турбины из-за возникновения сопротивления движения воздуха в удлинительной трубе двигателя. Использование форсажной камеры в основном используется кратковременно при взлёте, выполнении фигур высшего пилотажа и достижения сверх звуковых скоростей на больших высотах. Включение форсажа выполняется только при максимальных оборотах двигателя и раскрытых створках реактивного сопла, с целью не уменьшения оборотов двигателя и прикрываются только после полного разжигания топлива в форсажной камере, что приводит к кратковременному уменьшению тяги двигателя, так называемый «провал тяги двигателя при включении форсажа», что не раз приводило к катастрофам самолёта из-за раскрытых створок сопла и не розжига топлива в форсажной камере.

Задачей данного изобретения является разработка турбореактивного двигателя с улучшенными характеристиками по экономичности топлива и увеличения тяги, скорости, высоты полёта самолёта, уменьшение приёмистости и размеров двигателя, исключить такое явление, как провал тяги двигателя при включении форсажа, охлаждения внутренних деталей турбины и узлов двигателя.

Техническим результатом, который будет получен при осуществлении данного изобретения, является увеличение скорости полёта и высоты подъема летательного аппарата.

Требуемый технический результат достигается тем, что двигатель имеет в последней ступени компрессора спрямляющий аппарат с разделительным кольцом и разделительным корпусом, разделяя поток сжатого воздуха на два потока: внешний и внутренний; спрямляющий аппарат и турбину с разделительными кольцами; затурбинную кольцевую камеру сгорания; внутренние и внешние регулируемые створки сопел; сквозной - полый вал.

Сущность изобретения поясняется чертежом, где изображен общий вид предлагаемого двигателя на фиг. Предлагаемый двигатель содержит:

1 Входное устройство.

2 Корпус турбореактивного двигателя.

3 Компрессор.

4 Последняя ступень компрессора с разделительным кольцом и лабиринтными уплотнителями.

5 Разделительный корпус.

6 Форсунки.

7 Запальное устройство камеры сгорания.(Плазменный воспламенитель).

8 Кольцевая камера сгорания.

9 Внешний поток воздуха.

10 Внутренний поток воздуха.

11 Внешняя лопатка спрямляющего аппарата.

12 Внутренняя лопатка спрямляющего аппарата.

13 Разделительное кольцо с лабиринтным уплотнением соплового аппарата турбокомпрессора.

14 Внешняя лопатка турбины.

15 Внутренняя лопатка турбины.

16 Турбина, имеющая разделительные кольца с лабиринтными уплотнителям.

17 Затурбинная кольцевая камера сгорания.

18 Стойки крепления внешнего корпуса затурбинной кольцевой камеры сгорания.

19 Внешний корпус затурбинной кольцевой камеры сгорания.

20 Внутренний корпус затурбинной кольцевой камеры сгорания.

21 Внешнее регулируемое сопло.

22 Внутреннее регулируемое сопло.

23 Удлинительная труба.

24 Стойки крепления внутреннего корпуса затурбинной кольцевой

камеры сгорания.

25 Сквозной-полый вал.

26 Охлаждающий поток воздуха.

Принцип работы турбореактивного двигателя заключается в следующем. Воздушный поток, поступающий в двигатель, проходит через входное устройство 1, компрессор 3, где происходит сжатие воздуха. В последней ступени компрессора спрямляющего аппарата с разделительным кольцом 4, и разделительным корпусом 5, поток сжатого воздуха, разделяется на внешний поток 9 и внутренний поток 10. Внешний поток сжатого воздуха 9 поступает в кольцевую камеру сгорания 8, где происходит образование топливо-воздушной смеси и осуществляется розжиг топлива запальным устройством (Плазменный воспламенитель) 7 при запуске двигателя. Образовавшийся в кольцевой камере сгорания 8, газовый поток, обладающий высокой температурой и давлением поступает на внешние лопатки спрямляющего аппарата 11 и внешние лопатки турбины 14, где кинетическая энергия газа преобразуется в механическую работу вращения турбокомпрессорной турбины 16 и компрессора 3. Окончательное расширение газа происходит в удлинительной трубе 23 и регулируется внешнем регулируемым соплом 21, поступает в атмосферу. Внутренний поток 10, поступает на внутренние лопатки спрямляющего аппарата 12, внутренние лопатки турбины 15, повышая давление воздуха. Дожатый воздух поступает в затурбинную кольцевую камеру сгорания 17, где происходит образование топливо-воздушной смеси, зажигание осуществляется запальным устройством (Плазменный воспламенитель)7. Выходящий поток воздуха затурбинной кольцевой камеры сгорания регулируется внутренними створками сопла 22, поступает в атмосферу. Лопатки турбокомпрессорной турбины состоят из двух частей: внешней части, которая выполняет роль турбины с соответствующим профилем турбины, и внутренней, которая выполняет роль компрессора с соответствующим профилем компрессора, разделение лопаток осуществляется разделительными кольцами лабиринтными уплотнениеми 13. Таким образом, внешние лопатки выполняют роль турбины, а внутренние лопатки выполняют роль компрессора - одновременно. Лопатки внешние и внутренние выполнены как одно целое. Температура внутреннего потока 10 воздуха гораздо ниже внешнего потока 9, происходит охлаждение внешних лопаток турбины 14 и спрямляющего аппарата 11, что позволяет повысить температуру выходящих газов 10 из кольцевой камеры сгорания 9. Затурбинная кольцевая камера сгорания 17 расположена за турбиной, имеющей разделительные кольца с лабиринтными уплотнителям 16 после внутренних лопаток турбокомпрессорной турбины, что и вызвало название «Затурбинная кольцевая камера сгорания» 17. Кольцевая камера сгорания 17 не находится во внешнем потоке воздуха, что не ухудшает КПД турбины, имеющей разделительные кольца с лабиринтными уплотнителям 16. Сжигание топлива происходит при большем давлении воздуха, чем в кольцевой камере сгорания 8, что увеличивает тягу и экономичность двигателя. А, так как истечение газа внутреннего потока 10 воздуха из затурбинной кольцевой камеры сгорания 17 гораздо выше истечения газа, чем во внешнем потоке 9, вследствие инжекции, уменьшает давления газов во внешнем потоке. КПД внешних лопаток турбины 14 возрастает и, чтобы не превысить максимальные обороты двигателя необходимо уменьшить подачу топлива в кольцевую камеру сгорания 8 и переправить в затурбинную кольцевую камеру сгорания 17, что увеличит тягу двигателя. Нет необходимости раскрывать внешние створки сопла 21. Такого понятия, как «Провал тяги двигателя при включении форсажа» - нет. Работа двигателя происходит при работе обеих камер сгорания: кольцевой камеры сгорания 8 и затурбинной кольцевой камеры сгорания 17 постоянно, от минимальной, до максимальной тяги двигателя. Достижение максимальной тяги двигателя осуществляется большим количеством подачи топлива в затурбинную кольцевую камеру сгорания 17(Нет препятствий при иссечении газов). Время приёмистости значительно уменьшается. Конструкция затурбинной кольцевой камеры сгорания аналогична кольцевой камере сгорания 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 и внешние регулируемые створки сопел (21,22) выполняют функцию поддержания максимальной скорости истечения газов при различных режимах работы двигателя (малый, максимальный) для получения максимального КПД мощности двигателя. Спрямляющий аппарат и турбокомпрессорной турбины, его лопатки, имеет разделительное кольца с лабиринтными уплотнителями, которое препятствуют перетеканию воздуха из внутреннего потока во внешний. Рабочее колесо турбины, имеющей разделительные кольца с лабиринтными уплотнителям 16 и компрессор 3 соединены сквозным - полым валом 25, по которому проходит охлаждающий воздух 26, охлаждая внутренние узлы двигателя и затурбинной кольцевой камеры сгорания 17, на земле за счёт инжекции, при нулевой скорости и в полёте от скоростного потока воздуха.

В заявке «Турбореактивный двигатель» форсажной камеры нет, роль форсажной камеры выполняет затурбинная кольцевая камера сгорания 17. Форсажная камера имеет стабилизаторы пламени и систему подачи топлива, установлена в удлинительной трубе двигателя и работает в потоке воздуха, выходящего из турбины. В заявке «Турбореактивный двигатель» затурбинная кольцевая камера 17 конструктивно отличается от форсажных камер двигателей, но с явным преимуществом эффективности сгорания топлива, что и является новшеством в турбореактивных двигателях. Форсажной камере необходима удлинительная труба, для повышенной эффективности сгорания топлива, что значительно увеличивает габариты двигателя. Затурбинную кольцевую камеру можно выполнить с гораздо меньшими размерами, что уменьшит габариты двигателя, так как условия сгорания топлива более эффективны, чем в обычной форсажной камере сгорания двигателя. Внутренние и внешние регулируемые створки сопел расположение в удлинительной трубе, имеют место в турбореактивных двигателях и не является новшеством, но необходимы в «Турбореактивном двигателе с турбиной». Полый вал в конструкции турбореактивного двигателя охлаждает внутренние узлы двигателя и элементы затурбинной кольцевой камеры сгорания.

Экономичность топлива двигателя достигается за счёт разделения потока сжатого воздуха на внешний и внутренний потоки. Внешний поток не имеет препятствий - нет стабилизаторов пламени, которые тормозят поток воздуха и создают динамическое сопротивление, что уменьшают КПД турбины. При работе форсажной камеры большая тяга двигателя достигается за счёт большого расхода топлива, так как горение топлива происходит при малом давлении (по сравнению с кольцевой камерой сгорания) и большой скорости потока воздуха. Для поддержания установленных оборотов двигателя необходимо увеличивать подачу топлива в камере сгорания двигателя при включении форсажа. Всё это приводит к уменьшению экономичности двигателя на форсажном режиме работы двигателя. Сжигание топлива в затурбинной кольцевой камере сгорания происходит при большем давлении воздуха, чем в кольцевой камере сгорания, и температуру в ней можно повысить значительно, так как нет препятствий в потоке газов (Как это имеет место в форсажной камере сгорания, где температура ограничена жаропрочностью лопаток турбины). В результате истечения газа из двигателя, во внутреннем потоке скорость стечения газа значительно выше, чем во внешнем, это приводит к уменьшению давления во внешнем потоке воздуха и приводит к увеличению мощности турбины и, чтобы поддержать обороты постоянными, необходимо уменьшить подачу топлива в кольцевую камеру сгорания. Одновременное сжигание топлива в кольцевой камере сгорания и в затурбинной кольцевой камере сгорания приведет к увеличению мощности и экономичности двигателя по сравнению с двигателями на максимальном и форсажных режимах.

Предложенное техническое решение не известно 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.

Автор Куликов В.Д.

Изобретение относится к двигателям внутреннего сгорания и может быть использовано в качестве силовой установки на летательных аппаратах. Турбореактивный двигатель содержит спрямляющий аппарат и турбину. Профиль внешних лопаток турбины и спрямляющего аппарата соответствует профилю лопаток турбины. Профиль внутренних лопаток турбины и спрямляющего аппарата соответствует профилю лопаток компрессора. Внешние и внутренние лопатки турбины выполнены как одно целое с разделительными кольцами с лабиринтными уплотнениями. Сквозной полый вал обеспечивает охлаждение внутренних деталей двигателя и внутренних деталей затурбинной камеры сгорания. Предложенный двигатель позволит значительно увеличить скорость и высоту полёта самолёта, будет обладать значительной экономичностью топлива, уменьшит приёмистость и размеры двигателя, исключит такое явление, как провал тяги двигателя при включении форсажа. 1 ил.

Турбореактивный двигатель, содержащий входное устройство, корпус двигателя, компрессор, кольцевую камеру сгорания, турбину, удлинительную трубу, регулируемое сопло, отличающийся тем, что двигатель имеет в последней ступени компрессора спрямляющий аппарат, разделительное кольцо с лабиринтными уплотнителями и разделительный корпус, которые разделяют поток сжатого воздуха компрессором на два потока: внешний, сжатый поток воздуха компрессором, поступает в кольцевую камеру сгорания, где происходит образование топливовоздушной смеси и её возгорание, после расширения поступает на внешние лопатки спрямляющего аппарата и внешние лопатки турбины, приводит во вращение турбину, имеющую разделительные кольца с лабиринтными уплотнителями, и компрессор через полый вал, окончательное расширение газа происходит в удлинительной трубе, и регулируется внешним регулируемым соплом; внутренний, сжатый поток воздуха компрессором поступает на внутренние лопатки спрямляющего аппарата и внутренние лопатки турбины, после повышения давления воздуха он поступает в затурбинную кольцевую камеру сгорания, где происходит образование топливовоздушной смеси и её возгорание, поток воздуха, выходящий из затурбинной кольцевой камеры сгорания, регулируется внутренним регулируемым соплом; затурбинная кольцевая камера сгорания находится за внутренними лопатками турбины и состоит из корпуса камеры сгорания, форсунок, стабилизаторов сгорания топлива и запального устройства и обеспечивает режим работы двигателя от минимальной тяги двигателя до максимальной; профиль внешних лопаток турбины и спрямляющего аппарата соответствует профилю лопаток турбины; профиль внутренних лопаток турбины и спрямляющего аппарата соответствует профилю лопаток компрессора; внешние и внутренние лопатки турбины выполнены как одно целое с разделительными кольцами с лабиринтными уплотнениями; сквозной - полый вал обеспечивает охлаждение внутренних деталей двигателя и внутренних деталей затурбинной камеры сгорания.