ВИНТОВЕНТИЛЯТОРНЫЙ АВИАЦИОННЫЙ ГАЗОТУРБИННЫЙ ДВИГАТЕЛЬ Российский патент 2024 года по МПК F02C7/36 F02K3/72 

Изобретение относится к двигателестроению, в том числе к авиационным и стационарным двигателям.

Известна силовая установка по патенту РФ №2189477, которая содержит газотурбинный двигатель - ГТД, газовый тракт, соединяющий этот газотурбинный двигатель со свободной турбиной, и нагрузку в виде электрогенератора, вал которого подсоединен к валу свободной турбины через муфту.

Недостатком этой силовой установки является то, что она имеет низкий КПД, около 20%, что почти в 2 раза меньше, чем у современных дизельных установок.

Недостатками этого двигателя является низкий КПД силовой установки

Известен газотурбинный двигатель по патенту РФ №2252316, который содержит турбокомпрессор, состоящий из компрессора, камеры сгорания и турбины, и не менее двух электрических машин (электрогенератор и электродвигатель, встроенных в турбокомпрессор. Система постоянных магнитов установлена на внутренней поверхности ротора турбокомпрессора, а статор электрической машины установлен на корпусе подшипниковой опоры, т.е. на малом диаметре.

Недостаток - низкая мощность электрических машин из-за их расположения на небольшом диаметре.

Известен газотурбинный двигатель по патенту Великобритании №1341241, включающий турбокомпрессор, состоящий из компрессора, камеры сгорания и турбины, и не менее двух электрических машин (электрогенератор и электродвигатель, встроенных в турбокомпрессор. Система постоянных магнитов установлена на внутренней поверхности ротора турбокомпрессора, а статор электрической машины установлен на корпусе подшипниковой опоры, т.е. на малом диаметре.

Недостатки этого двигателя: очень маленькая мощность электрических машин, связанная с тем, что они размещены на малом диаметре и имеют по одной ступени. Кроме того, возникают проблемы с охлаждение обмоток статора, размещенных внутри двигателя в зоне высоких температур, которая достигает для современных ГТД 1500°С. Большой электрический ток дополнительно нагревает обмотки электрогенератора и электродвигателя и делает проблему их охлаждения практически неразрешимой при расположении обмоток в зоне высоких температур. Такая конструкция применима для использования электрической машины в качестве стартера или в качестве вспомогательного электрогенератора для питания агрегатов газотурбинного двигателя и самолета. Кроме того, газотурбинный двигатель имеет низкий KПД (экономичность) и для его запуска требуется большая мощность стартера из-за инерционности его роторов.

Известен газотурбинный двигатель по патенту РФ №2358138, МПК F02K 3/06, опубл. 18.12.2007 г. (прототип).

Данный винтовентиляторный авиационный газотурбинный двигатель содержит турбокомпрессор, трехвальной схемы с двумя компрессорами и тремя турбинами и две ступени винтовентилятора, установленные в передней части двигателя в обоих контурах и соединенные с валами турбокомпрессора магнитными муфтами.

Недостатки низкая мощность магнитной муфты.

Задачи создания изобретения: повышение мощности магнитной муфты, экономичности и надежности винтовентиляторного газотурбинного двигателя.

Решение указанной задачи достигнуто в винтовентиляторном авиационном газотурбинном двигателе, содержащем турбокомпрессор трехвальной схемы с двумя каскадами компрессора и тремя каскадами турбины и две ступени винтовентилятора, установленные в передней части двигателя в обоих контурах и соединенные с турбокомпрессором двумя магнитными муфтами с ведущими и ведомыми полумуфтами, отличается тем, что ведущие полумуфты магнитных муфт соединены с передней частью третьего вала и передней частью второго вала, к ведомым полумуфтам магнитных муфт присоединены первый и второй выходные валы, на которых установлены ступени винтовентилятора.

Ступени виновентилятора могут быть закрыты обтекателем.

Ступени виновентилятора могут быть выполнены с возможностью вращения в противоположные стороны.

Ступени винтовентилятора могут быть выполнены с возможностью регулирования углов установки лопаток.

Магнитные муфты могут содержать ведущую и ведомую полумуфты в виде дисков кольцевой формы с радиально-установленными магнитами с противоположной магнитной полярностью.

Сущность изобретения поясняется на фиг. 1…4, где:

на фиг.1 приведена схема винтовентиляторного газотурбинного авиационного двигателя,

на фиг.2 приведена схема второй магнитной муфты,

на фиг.3 приведена схема первой магнитной муфты,

на фиг.4 приведен диск в сборе с магнитами.

Признаки, приведенные в описании

турбокомпрессор 1,

первая ступень винтовентилятора 2,

вторая ступень винтовентилятора 3,

лопасти 4,

первый вал 5,

второй вал 6,

третий вал 7,

первый компрессор 8,

второй компрессор 9,

камера сгорания 10,

первая турбина 11,

вторая турбина 12,

третья турбина 13,

выхлопное устройство 14,

топливопровод низкого давления 15,

топливный насос 16,

привод насоса 17,

топливопровод высокого давления 18,

кольцевой коллектор 19,

форсунки 20,

опоры 21,

корпус 22,

направляющие лопатки первого компрессора 23,

рабочие лопатки первого компрессора 24,

направляющие лопатки второго компрессора 25,

рабочие лопатки второго компрессора 26,

сопловой аппарат первой турбины 27,

сопловой аппарат второй турбины 28,

сопловой аппарат третьей турбины 29,

рабочие лопатки первой турбины 30,

рабочие лопатки второй турбины 31,

рабочие лопатки третьей турбины 32,

магнитная муфта 33,

первый выходной вал 34,

второй выходной вал 35,

обтекатель 36,

второй контур 37,

передняя часть двигателя 38,

кожух 39,

диск 40,

ведущая полумуфта 41,

ведущие магниты 42,

ведомая полумуфта 43

ведомые магниты 44,

передняя часть третьего вала 45,

передняя часть второго вала 46,

упоры 47.

Предложенное техническое решение (фиг. 1) - винтовентиляторный авиационный газотурбинный двигатель, содержит турбокомпрессор 1 трехвальной схемы с двумя компрессорами 8 и 9 и тремя турбинами 11-13 и содержит две ступени винтовентилятора 2 и 3.

Ступени винтовентилятора 2 и 3, установленные в передней части двигателя 38 в обоих контурах, в том числе во втором контуре 37 и соединенные с передней частью третьего вала 45 и передней частью второго вала 46. Ведущая полумуфта 41 соединена с передней частью второго валами 46 турбокомпрессора 1 и с передней частью третьего вала 46.

На передней части третьего вала 45 и передней части второго вала 46 установлены ступени винтовентилятора 2 и 3.

Турбокомпрессор 1 содержит два компрессора 8 и 9, камеру сгорания 10 и три турбины 11-13 и выхлопное устройство 14. Турбовинтовой авиационный газотурбинный двигатель (фиг. 1) содержит систему топливоподачи с топливопроводом низкого давления 15, подключенным к входу в топливный насос 16, имеющий привод насоса 17, топливопровод высокого давления 18, вход которого соединен с топливным насосом 16, а выход соединен с кольцевым коллектором 10, кольцевой коллектор 19 соединен с форсунками 20 камеры сгорания 10.

Первый компрессор 8 направляющие лопатки первого компрессора 23 и рабочие лопатки первого компрессора. Второй компрессор 9 содержит направляющие лопатки второго компрессора 25 и рабочие лопатки второго компрессора 26

Первая турбина 11 содержит сопловые аппараты первой ступени турбины 27 и рабочие лопатки первой турбины 30.

Вторая турбина 12 содержит сопловые аппараты второй турбины 28 и рабочие лопатки торой турбины 31.

Третья турбина 14 содержит сопловой аппарат третьей турбины 29 и рабочие лопатки третьей турбины 32

Все валы 5-7 установлены на опорах 21и весь турбокомпрессор 1 имеет общий корпус 22. За турбинами 11-13 установлено выхлопное устройство 14 выхлопное устройство 5.

В передней части турбокомпрессора 1 установлены две ступени винтовентилятора 2 и 3. Винтовентилятор - устройство для нагнетания (сжатия) воздуха, занимает промежуточное положение между воздушным винтом и вентилятором. Применительно к авиационным двигателям винтом считается устройство, имеющее от 2-х до 4-х лопастей. Вентилятор имеет значительное число лопаток от 14 до 50 и более, т.е. он практически не отличается от осевого компрессора. Винтовентилятор имеет от 5 до 13 лопаток. Применение воздушного винта позволяет создать авиационный двигатель, имеющий высокую экономичность, но из-за большого диаметра имеет ограничения по скорости полета и создает большой уровень шума. Двухконтурный двигатель с вентилятором позволяет спроектировать ГТД для полетов на сверхзвуковых скоростях, но значительно уступает по экономичности двигателям, имеющим воздушные винты, например турбовинтовым газотурбинным двигателям. Применение винтовентиляторов является новейшим направлением в авиадвигателестроении и позволит объединить положительные свойства двух типов авиационных двигателей, описанных выше, и устранить все недостатки.

Винтовентиляторы 2 и 3 соединены с первым и вторым валами 5 и 6 посредством магнитных муфт 33.

Валы третий 7 и второй 6 содержат переднюю часть третьего вала 45, переднюю часть второго вала 46, для присоединения муфт 33.

Такая конструкция магнитной муфты 33 позволила увеличить ее мощность за счет расположения магнитов на большом числе дисков 40. Это особенно важно для мощных авиационных двигателей, в которых необходимо передать мощность 10…20 МВт.

Возможно применение схемы двигателя с двумя ступенями винтовентилятора 2 и 3, имеющими возможность вращения в противоположные стороны. В этом варианте двигателя компрессор 2 выполнен двухкаскадным, т.е. содержит ротор компрессора низкого давления и ротор компрессора высокого давления соответственно с внутренним валом 34 и внешним валом 35, не связанными кинематически между собой. Валы 5 и 6 выполнены так, что при работе всегда вращаются в противоположные стороны. Это достигнуто за счет разных углов установки направляющих и рабочих лопаток в обоих каскадах компрессора. Противоположное вращение двух валов уменьшает реактивный момент, действующий на крыло самолета, и гироскопический эффект, создающий радиальные нагрузки на подшипники двигателя.

Ступени винтовентилятора 2 и 3 могут быть установлены внутри обтекателя 36. Это позволит устранить радиальное перетекание воздуха и увеличить КПД двигатели. Кроме того. Обтекатель 36 значительно снижает шум двигателя.

При работе винтовентиляторного авиационного газотурбинного двигателя осуществляют его запуск путем подачи электроэнергии на стартер от внешнего источника энергии (на фиг. 1…4 не показано). Потом включают привод топливного насоса 17, и топливный насос 16 подает топливо в камеру сгорания 10, точнее в форсунки 20, где оно воспламеняется при помощи электрозапальника (на фиг. 1…4 электрозапальник не показан). Валы 6 и 7 раскручивается и раскручивает ступени винтовентиторы 2 и 3 Внешний источник энергии отключается.

При останове винтовентиляторного авиационного газотурбинного двигателя все операции осуществляются в обратной последовательности. Необходимость в применении тяжелого и дорогостоящего редуктора, имеющего проблемы с масляным охлаждением, который применяется, например, на двигателе НК 12 MB отпадает. Отпадает необходимость заправки самолета большим объемом масла для редуктора. Ступени винтовентилятора 2 и 3 (если в схеме двигателя применено две ступени винтовентилятора) вращаются в противоположные стороны с примерно одинаковыми частотами вращения.

Может быть применено регулирование углов установки ступеней винтовентиляторов 2 и 3.

Применение изобретения позволило:

1. Повысить КПД винтовентиляторного авиационного газотурбинного двигателя за счет более рациональной компоновки двигателя, наличия винтовентилятора, дающего дополнительную тягу, отсутствия жесткой кинематической связи между компрессором и винтовентилятором.

2. Повысить мощность магнитной муфты за счет ее многоступенчатой конструкции.

3. Улучшить надежность винтовентиляторного авиационного газотурбинного двигателя за счет размещения магнитной муфты вне двигателя в зоне низких температур на компрессоре, предпочтительно ближе к его входу

4. Облегчить запуск за счет раскрутки только ротора компрессора без раскручивания винтовентилятора.

5. Облегчить условия работы винтовентилятора за счет отсутствия его прямой механической связи с валом турбокомпрессора и возможности их взаимного проскальзывания и работы на различающихся частотах вращения.

6. Уменьшить вес и габариты двигателя за счет отсутствия редуктора между компрессором и ступенями винтовентилятора.

7. Обеспечить противоположное вращение ступеней винтовентиляторов без применения редуктора в схеме с двумя ступенями винтовентилятора.

8. Уменьшить шум двигателя.

Изобретение относится к авиации, конкретно - к винтовентиляторным авиационным двигателям. Винтовентиляторный авиационный газотурбинный двигатель трехвальной схемы содержит турбокомпрессор с двумя каскадами компрессора, камерой сгорания, тремя каскадами турбины и две ступени винтовентилятора, установленные в передней части двигателя на выходных валах в обоих контурах и соединенные с турбинами двумя магнитными муфтами с ведущими и ведомыми полумуфтами. Ведущие полумуфты магнитных муфт соединены с передней частью третьего вала и передней частью второго вала, являющегося валом турбокомпрессора. К ведомым полумуфтам магнитных муфт присоединены первый и второй выходные валы, на которых установлены ступени винтовентилятора, причем магнитные муфты содержат ведущую и ведомую полумуфты в виде дисков кольцевой формы с радиально-установленными магнитами и с противоположной магнитной полярностью. Применение изобретения позволило повысить КПД, улучшить надежность, облегчить запуск. 3 з.п. ф-лы, 4 ил.

1. Винтовентиляторный авиационный газотурбинный двигатель трехвальной схемы, содержащий турбокомпрессор с двумя каскадами компрессора, камеру сгорания и три каскада турбины и две ступени винтовентилятора, установленные в передней части двигателя на выходных валах в обоих контурах и соединенные с турбинами двумя магнитными муфтами с ведущими и ведомыми полумуфтами, причем ведущие полумуфты магнитных муфт соединены с передней частью третьего вала и передней частью второго вала, являющегося валом турбокомпрессора, а к ведомым полумуфтам магнитных муфт присоединены первый и второй выходные валы, на которых установлены ступени винтовентилятора, причем магнитные муфты содержат ведущую и ведомую полумуфты в виде дисков кольцевой формы с радиально-установленными магнитами и с противоположной магнитной полярностью.

2. Винтовентиляторный авиационный газотурбинный двигатель по п. 1, отличающийся тем, что ступени винтовентилятора закрыты обтекателем.

3. Винтовентиляторный авиационный газотурбинный двигатель по п. 1 или 2, отличающийся тем, что ступени винтовентилятора выполнены с возможностью вращения в противоположные стороны.

4. Винтовентиляторный авиационный газотурбинный двигатель по одному из п. 1-3, отличающийся тем, что ступени винтовентилятора выполнены с возможностью регулирования углов установки лопаток.