Газотурбинный двигатель летательного аппарата Советский патент 1992 года по МПК F02K3/77 

Изобретение относится к авиационной технике и может быть использовано в газотурбинном двигателестроении.

Известен газотурбинный двигатель, содержащий входное устройство, компрессор, камеру сгорания, турбину и выходное устройство /1/.

Недостаток такого технического решения связан с компоновочными ограничениями - при расположении двигателя в хвостовой части фюзеляжа требуются дополнительные переточные каналы подвода воздуха к компрессору, что резко утяжеляет конструкцию и увеличивает габариты узла сочленения двигателя с фюзеляжем самолета.

Известен также газотурбинный двигатель летательного аппарата, содержащий корпус, воздухозаборник, камеру сгорания, закрепленные на контрроторных дисках лопатки центростремительного компрессора, соединенные посредством концентричных валов с дисками контрроторной турбины, лопатки осевого компрессора, закрепленные на одном из дисков центростремительного компрессора, расположенное в выходном устройстве центральное тело /2/.

У такого двигателя центростремительный компрессор и осевой находятся в параллельной компоновочной связи, чем снижается энергосодержание сжатого воздуха, вводимого в камеру сгорания, вследствие чего существенно теряется экономичность двигателя,

Цель изобретения - повышение экономичности газотурбинного двигателя летательного аппарата за счет уменьшения расхода топлива, а также массы и размеров двигателя.

Для достижения поставленной цели двигатель по прототипу 111 снабжен диагональ ноцентростремительным компрессором, вход которого подключен к выходу осевого компрессора, а выход- к входу центростремительного, его лопатки закреплены на контрроторных дисках центростремительного компрессора, в центральном теле выполнены сквозные каналы, подключенные на входе к полости между концентричными валами, а на выходе - к выходному устройству, диски компрессоров и турбины на участке между концентричными валами выполнены перфорированными и установлены в корпусе с образованием каналов охсл

С

vj

0 CJ

с о сл

лаждения компрессоров, подключенных на входе к воздухозаборнику, а на выходе, в районе входа в камеру сгорания, - к полости между концетричными валами, и к полос- т и между корпусом и камерой сгорания с турбиной. Двигатель снабжен свободной контрроторной турбиной и винтами, закрепленными на периферии ее лопаток.

На чертеже изображен газотурбинный двигатель, продольный разрез.

Двигатель содержит корпус 1, воздухозаборник 2, камеру сгорания 3, закрепленные на контрроторных дисках 4 и 5 лопатки 6 и 7 центростремительного компрессора 8, концентричные валы 9 и 10, диски 11 и 12, контроторную турбину 13, лопатки 14 и 15 осевого компрессора 16, центральное тело 17, диагональноцентростремительный компрессор 18 с лопатками 19 и 20, сквозные каналы 21 в центральном теле, перфорацию 22 в дисках связи контрроторных валов между собой, каналы 23 и 24 охлаждения компрессоров, подключенных на выходе к полостям 25 и 26, свободную контрротор- ную турбину 27 с винтами 28 на ее периферии, вал 29 свободной турбины, элементы крепления 3, воздухозаборника к хвостовой части 31 фюзеляжа самолета.

Изобретение иллюстрируется следую- щим примером.

Воздухозаборник 2 размещен на периферии хвостовой части 31 самолета. За ним в направлении движения газовоздушного потока размещены осевой, диагонально- центростремительнй и радиальноцентрост- ремительный компрессоры. Выходной участок последнего подсоединен к входному участку камеры сгорания 3, а за ней рас- положены контрроторная турбина, свободная контрроторная турбина с винтами на ее периферии и центральное тело 17 в выходном устройстве. При этом за счет последовательного соединения всех компрессоров резко повышается давление в сжимаемом воздухе, что повышает топливную экономичность двигателя; за счет расположения компрессоров в переточных

каналах связи камеры сгорания с атмосферой при периферийном расположении воздухозаборника по отношению к хвостовой части фюзеляжа уменьшаются масса и размеры двигателя с узлом его крепления к фюзеляжу; за счет охлаждения компрессора и камеры сгорания с турбиной уменьшаются затраты энергии на собственные нужды и повышается термический КПД двигателя; за счет выпуска через каналы 21 отработанного охлаждающего двигатель воздуха на оси выходного устройства дополнительно увеличивается его тяга,

Формула изобретения 1. Газотурбинный двигатель летательного аппарата, содержащий воздухозаборник, корпус, размещенные в нем с образованием полости,камеру сгорания, закрепленные на контрроторных дисках лопатки центростремительного компрессора, соединенные посредством концентричных валов с дисками контрроторной турбины, лопатки осевого компрессора, закрепленные на одном из дисков центростремительного компрессора, расположенное в выходном устройстве центральное тело, о т- личающийся тем, что, с целью повышения экономичности, двигатель снабжен ди- агонально-центростремительным компрессором, вход которого подключен к выходу осевого компрессора, а выход - к входу центростремительного, его лопатки закреплены на контрроторных дисках центростремительного компрессора, в центральном теле выполнены сквозные каналы, подключенные на входе к полости между концентричными валами, а на выходе - к выходному устройству, диски компрессоров и турбины на участке между концентричными валами выполнены перфорированными и установлены в корпусе с образованием каналов охлаждения компрессоров, подключенных на входе к воздухозаборнику, а на выходе в районе входа в камеру сгорания, - к полости между концентричными валами и к полости между корпусом и камерой сгорания с турбиной.

28

23 30 2,

Использование: авиационная техника и двигателестроение. Сущность изобретения: сжатие воздуха осуществляется в последовательно соединенных между собой осевом, диагонально-центростремительном и ради- ально-центростремительном компрессорах, а для охлаждения используется забираемый из воздухозаборника воздух. 1 ил.