Турбореактивный двигатель

Турбореактивный двигатель

Иллюстрации

Показать все

Реферат

Изобретение относится к турбореактивным двигателям летательных аппаратов с газовой турбиной, приводящей в действие компрессор, роторы которых имеют встречное направление вращения.

Уровень техники данной области характеризует выбранный в качестве наиболее близкого аналога по технической сущности и числу совпадающих признаков турбореактивный двигатель летательных аппаратов, описанный в патенте RU 2151900 С1, F 02 K 3/00, F 01 D 1/30, 2000 г., который содержит установленные соосно последовательно в корпусе регулируемый воздухозаборник, осевой компрессор и газовую турбину, роторы которых укреплены на связанных через зубчатый механизм реверсирования валах, а также камеру сгорания и реативное сопло.

Особенностью известного турбореактивного двигателя является соизмеримость масс компрессора и турбины.

Механизм реверсирования, который обеспечивает безынерционные синхронные изменения направлений вращения кинематически связанных компрессора и турбины, необходимые для пилотирования и маневрирования летательного аппарата, выполнен в виде зубчатого конического многозвенника, вал сателлитов которого установлен в неподвижных опорах корпуса.

Валы осевого компрессора и газовой турбины выполнены полыми, внутри которых коаксиально помещена несущая ось, опирающаяся обоими концами на пилоны корпуса, распределенно воспринимающая без перегрузки элементов опоры и вращения роторов компрессора и турбины несимметричные аэродинамические нагрузки при полете.

Эта дополнительная неподвижная центральная ось турбокомпрессора имеет динамическую автономность, при которой несимметричные аэродинамические нагрузки в полете, пилотировании и маневрировании распределенно воспринимается ею без перегрузки элементов опор при вращении роторов компрессора и турбины.

Этот турбореактивный двигатель характеризуется стабильностью стационарного режима работы, так как в нем минимизированы динамические нагрузки центробежных сил моментов инерции встречно вращающихся соизмеримых масс компрессора и турбины, что улучшает управляемость летательного аппарата при нестационарных воздействиях знакопеременных нагрузок внешних аэродинамических сил пилотирования.

Однако к недостаткам известного двигателя следует отнести следующие: функциональную ненадежность на кратно повышенных оборотах, низкий ресурс работы, большие габариты и масса механизма реверсирования.

Кроме того, подбор компрессора и турбины, имеющих соизмеримые массы, ограничивает практическое использование механизма реверсирования в разнообразных конструкциях авиадвигателей.

Зубчатый многозвенник механизма реверсирования рассчитан на обороты 15-18 тыс. в минуту, а на высокооборотных турбореактивных двигателях (25-100 тыс. об/мин) ресурс по дальности и времени его работы ограничен, так как быстро термомеханически разрушатся зубчатые зацепления. Усталостное разрушение зубьев происходит из-за превышения допускаемых напряжений изгиба и контактных.

Кинематически сложная связь механизма реверсирования с автономным устройством динамической разгрузки турбокомпрессора, включающим протяженную несущую ось, опирающуюся на узлы вращения силовых роторов компрессора и турбины, определяет его большие габариты, лимитированные в летательных аппаратах.

Функциональная и эксплуатационная ненадежность вызвана усталостными напряжениями от радиальных нагрузок на пилоны и корпус летательного аппарата по причине неизбежных люфтов в зубчатых зацеплениях механизма реверсирования, учитывая температурные деформации в динамике его работы.

Задачей, на решение которой направлено настоящее изобретение, является устранение отмеченных недостатков для повышения ресурса работы двигателя, его функциональной надежности и расширения технологических возможностей.

Требуемый технический результат достигается тем, что в известном турбореактивном двигателе, содержащем соосно последовательно установленные в корпусе регулируемый воздухозаборник, осевой компрессор и газовую турбину, роторы которых укреплены на валах, связанных между собой зубчатым механизмом реверсирования, а также камеру сгорания и реактивное сопло, согласно изобретению зубчатый механизм реверсирования выполнен в виде планетарного редуктора, ведущее зубчатое колесо которого, закрепленное на валу турбины, связано косозубым зацеплением с автономно расположенными в неподвижных опорах сателлитными шестернями, торцевая ступень которых кинематически замкнута с закрепленными на обойме вала компрессора ведомым зубчатым колесом внутреннего зацепления, образуя косозубую передачу противоположного направления вышеупомянутой косозубой передачи ведущее колесо - сателлитные шестерни.

Отличительные признаки обеспечили повышение функциональной надежности и ресурса работы двигателя на кратно увеличенных оборотах при упрощении конструкции компактного механизма реверсирования.

Выполнение зубчатого механизма реверсирования в виде планетарного редуктора оригинальной и компактной конструкции представляет собой самодостаточную замкнутую систему автоматического изменения направлений вращения турбины и компрессора при компенсации развиваемых ими гиромоментов, противно направленных осевых и радиальных усилий, что снижает нагрузки на органы управления летательного аппарата и практически исключает динамическое нагружение его корпуса энергией турбокомпрессора при пилотировании и маневрировании.

Кинематическая связь рабочих валов турбины и компрессора посредством двух встречно направленных кососубых передач позволяет взаимно компенсировать осевые смещения силовых агрегатов, массы которых могут быть несоизмеримы, что достигается адекватным подбором углов наклона их зубьев.

Косозубые передачи за счет плавного перераспределения передаваемой нагрузки постепенно по нескольким зубьям позволили повысить нагрузочную способность реверсивного редуктора и соответственно ресурс его работы. При этом следует учитывать, что передаваемая мощность от вала турбины (до 4000 кВт), уменьшая динамические нагрузки, кратно распределяется на сателлитные шестерни и полностью воспринимается валом компрессора через жестко связанное с ним ведомое колесо внутреннего зацепления с торцевой ступенью, закрепленной на сателлитных шестернях.

Изобретение позволило исключить громоздкие детали и узлы механизма реверсирования, высвободив полезный объем летательного аппарата, и упростить его конструкцию, что уменьшило число форсунок распыла воздушно-масляной смеси для смазки и охлаждения кинематических пар. Мизерные габариты предложенного планетарного механизма реверсирования позволяют разместить его в свободном объеме под камерой сгорания.

Следовательно, каждый существенный признак необходим, а их совокупность в устойчивой взаимосвязи являются достаточными для достижения новизны качества, неприсущей признакам в разобщенности, то есть решения поставленной в изобретении задачи.

Сущность изобретения поясняется чертежами, где изображены:

на фиг.1 - схематично предлагаемый газотурбинный двигатель;

на фиг.2 - планетарный редуктор реверсирования в разрезе.

Предложенный двигатель содержит последовательно установленные в корпусе 1 (фиг.1) регулируемый воздухозаборник 2, осевой компрессор 3, кольцевую камеру 4 сгорания и газовую турбину 5, образующие турбокомпрессор, выходное устройство 6 с реактивным регулируемым соплом 7 и форсажную камеру 8 между ними.

Ротор 9 осевого компрессора 3, несущие рабочие лопатки 10 которого расположены между неподвижными лопатками 11 (сопловой аппарат) корпуса 1, укреплен в радиальном подшипнике 12 опоры 13, а другим концом связан посредством шлицевого соединения с валом 14.

Ротор 15 турбины 5 с лопатками 16 установлен во втулке 17 корпуса 18 подшипника 19, а вторым концом связан с валом 20.

Вал 20 турбины 5 с валом 14 компрессора 3 кинематически связаны между собой посредством планетарного редуктора (фиг.2).

На валу 20 турбины 5 в шлицах жестко закреплено зубчатое ведущее колесо 21, которое посредством косозубого зацепления (угол наклона линии зуба 14°) связано с 4-я равнораспределенными сателлитными шестернями 22.

Сателлитные шестерни 22 смонтированы автономно в радиально-упорных и радиальных подшипниках 23 и 24 соответственно, которые установлены в неподвижных опорах 25, 26 корпуса (условно не показан).

Сателлитные шестерни 22 имеют жестко закрепленную торцевую зубчатую ступень 27, сопряженную с ведомым колесом 28 внутреннего зацепления, образуя косозубую передачу (углом наклона линии зуба 18°), направление которой противоположно направлению косозубой передачи ведущее колесо 21 - сателлитные шестерни 22.

Таким образом, сателлитные шестерни 22 имеют ступенчатую форму: собственно вал шестерни 22 и торцевую ступень 27, наклон линий зубьев на которых выполнен противоположного направления, обеспечивая тем самым жесткую кинематическую связь ведущего и ведомого колес 21 и 28 в силовом и геометрическом замыкании.

С увеличением угла наклона линии зуба плавность зацепления и нагрузочная способность передачи увеличиваются, но при этом увеличивается и тормозящая осевая сила, поэтому в косозубых передачах оптимизирован этот угол в диапазоне 7-20°.

Углы наклона зуба обеих передач (21-22) и (27-28) взаимосвязаны и рассчитываются в соответствии с передаваемыми оборотами и мощностями, а также зависят от соотношения масс турбины 5 и компрессора 3.

Ведомое зубчатое колесо 28 жестко связано с обоймой 29, которая закреплена в шлицах на валу 14 компрессора 3.

Работает турбореактивный двигатель следующим образом.

Набегающий поток воздуха тормозится в воздухозаборнике 2, что особенно важно в условиях сверхзвуковых скоростей полета, при этом давление и температура воздуха повышаются, а скорость потока падает.

С ростом скорости полета сжатие воздуха от скоростного напора возрастает, что компенсируется увеличением проходного сечения воздухозаборника 2 для торможения потока воздуха в так называемом диффузоре. В воздухозаборнике 2 создается достаточно равномерный поток воздуха на входе в компрессор 3.

Далее воздух, поступающий в компрессор 3, сжимается и нагнетается в камеру 4 сгорания за счет вращения лопаток 10 компрессора 3 от турбины 5. Здесь происходит повышение давления воздуха от взаимодействия вращающихся рабочих лопаток 10 ротора 9 и неподвижных лопаток 11 корпуса 1 - спрямляющих аппаратов при непрерывном и равномерном потоке на выходе в компрессор 3.

Вращающиеся рабочие лопатки 10, воздействуя на поток, передают ему энергию, подведенную к валу 14 компрессора 3 от вала 20 турбины 5 через зубчатый планетарный редуктор, при этом воздух по межлопаточным каналам 10-11 движется, сжимаясь.

Затем в камере 4 сгорания происходит воспламенение топлива при достаточном окислении воздухом, продукты сгорания нагреваются до температуры 1200-1500°С и подаются на лопатки 16 турбины 5. В камеру 4 сгорания воздух подается в отношении к топливу как 15:1, обеспечивая устойчивость процесса сгорания относительно бедной воздушно-топливной смеси, стехиометрический состав (17:1) которой создается подмешиванием воздуха к продуктам сгорания за выходом из камеры 4 сгорания на выходе в форсажную камеру 8 для обеспечения заданного поля температур газа и создания дополнительной тяги двигателя.

Кольцевая камера 4 сгорания характеризуется малым числом деталей и компактностью, снижая вес двигателя, она служит силовой системой турбокомпрессора, являясь дополнительной промежуточной опорой для несущего планетарного зубчатого редуктора, увеличивая конструкционную жесткость двигателя, разгружая роторы 9 и 15 соответственно компрессора 3 и турбины 5.

В лопатках 16 газовой турбины 5 потенциальная энергия газа, полученная при сжатии воздуха в компрессоре 3 до 16-18 атм и нагреве в нем до температуры 180-200°С, преобразуется в механическую работу вала 20 турбины 5 на выходе из камеры 4 сгорания, которая расходуется на вращение ротора 9 компрессора 3.

Небольшая часть механической работы турбины 5 расходуется на вращение агрегатов обслуживания самого двигателя и летательного аппарата.

Вращение вала 20 ротора 15 турбины 5 последовательно передается через ведущее зубчатое колесо 21, четыре сателлитные шестерни 22, их косозубую ступень 27, ведомое зубчатое колесо 28 внутреннего зацепления и обойму 29 на вал 14 ротора 9 компрессора 3, который вращается при этом с тем же числом оборотов, но в противоположную сторону.

Осевые растягивающие усилия, развиваемые компрессором 3 и турбиной 5, компенсируются в косозубых встречно направленных передачах (21-22) и (27-28), при этом гармонизированные моменты инерции масс компрессора 3 и турбины 5 не создают вредных гиромоментов, потому что взаимно гасятся.

Радиально-упорные подшипники 23 сателлитных шестерен 22 гасят осевые нагрузки от воздействия валов 14 и 20, что обеспечивает их силовое замыкание, а радиальные подшипники 24 воспринимают пульсирующие нагрузки от вращения сателлитных шестерен 22 относительно ведущего зубчатого колеса 21 и косозубой торцевой ступени 27.

Мощность газовой турбины 5 зависит от величины расхода газа через двигатель, температуры газа на входе и степени расширения газа на турбине 5, то есть степени снижения давления газа на выходе по сравнению с давлением газа на ее входе.

В газотурбинном двигателе за счет изменения диаметра выходного сопла 7 возможно влиять на степень расширения газа за турбиной 5. Если выходное сопло 7 открывать, то давление газа за турбиной 5 снижается, а степень его расширения увеличивается, что повышает мощность турбины 5.

В сопле 7 выходного устройства 6 преобразуется часть энергии газа после турбины 5 и форсажной камеры 8 в кинетическую энергию его направленного движения и отвода горячих газов за пределы летательного аппарата. Это преобразование сопровождается уменьшением давления в расширяющемся потоке газа до атмосферного.

Регулирование сопла 7 производится для улучшения дроссельных характеристик, приемистости двигателя, обеспечения устойчивости работы на различных скоростях полета и изменения тяги на форсажном режиме, то есть для улучшения эффективности процессов в самом двигателе.

Предложенное техническое решение турбореактивного двигателя, в компактном самодостаточном реверсивном редукторе которого компенсируются осевые нагрузки и минимизированы центробежные силы встречно вращающихся компрессора и турбины, облегчает пилотирование летательного аппарата при несимметричном аэродинамическом нагружении за счет снижения нагрузок на органы управления, фюзеляж и крылья.

Использование предложенного газотурбинного двигателя с компактным универсальным редуктором реверсирования вращения турбины и компрессора, имеющего увеличенный ресурс работы при передаче повышенной кратно мощности, стабилизирует полет летательного аппарата, улучшает его управляемость.

Проведенный сопоставительный анализ предложенного технического устройства с выявленными аналогами уровня техники, из которого изобретение явным образом не следует для специалиста по двигателям летательных аппаратов, показал, что оно не известно, а с учетом возможности промышленного серийного изготовления турбореактивного двигателя можно сделать вывод о соответствии критериям патентоспособности.

Турбореактивный двигатель, содержащий соосно последовательно установленные в корпусе регулируемый воздухозаборник, осевой компрессор и газовую турбину, роторы которых укреплены на валах, связанных между собой зубчатым механизмом реверсирования, а также камеру сгорания и реактивное сопло, отличающийся тем, что зубчатый механизм реверсирования выполнен в виде планетарного редуктора, ведущее зубчатое колесо которого, закрепленное на валу турбины, связано косозубым зацеплением с автономно расположенными в неподвижных опорах сателлитными шестернями, торцевая ступень которых кинематически замкнута с закрепленным на обойме вала компрессора ведомым зубчатым колесом внутреннего зацепления, образуя косозубую передачу противоположного направления вышеупомянутой косозубой передачи ведущее колесо - сателлитные шестерни.