Турбореактивные двигатели с газовой турбиной, приводящей в действие компрессор или нагнетатель: .в которых часть рабочего тела минует турбину и камеру сгорания – F02K 3/02

Изобретение относится к области компрессорных воздушно-реактивных двигателей, представляющих собой реактивный воздушный винт (пропеллер с реактивным приводом). Камеру сгорания топлива и сверхзвуковое реактивное сопло компрессорного воздушно-реактивного двигателя вращают на конце полой лопасти воздушного винта центробежного компрессора с окружной скоростью концов лопастей >300 м/с. Газ, вытекающий из камеры сгорания топлива в сверхзвуковое реактивное сопло, перед поступлением в сопло предварительно смешивают в камере смешения газов с атмосферным воздухом, имеющим степень сжатия >40. Смешивание вытекающего из камеры сгорания топлива газа с атмосферным воздухом примерно той же плотности увеличивает массу газа, поступающего в сопло, что повышает летный КПД сопла и, соответственно, повышает КПД двигателя. 2 ил.

Турбореактивный двигатель содержит корпус, в котором последовательно расположены турбина с затурбинным обтекателем, смеситель, форсажная камера, сопло. Затурбинный обтекатель содержит охлаждаемую и неохлаждаемую части. В охлаждаемой части выполнен кольцевой канал, образованный внутренней обечайкой и перфорированной поверхностью затурбинного обтекателя. Смеситель образует с корпусом канал холодного воздуха, а с неохлаждаемой частью затурбинного обтекателя - канал горячего воздуха. Форсажная камера содержит кольцевые стабилизаторы пламени. Малый кольцевой стабилизатор пламени выполнен охлаждаемым и установлен так, что он заслоняет неохлаждаемую часть затурбинного обтекателя со стороны сопла. Изобретение позволяет снизить уровень инфракрасного излучения турбореактивного двигателя в заднюю полусферу самолета и потери полного давления, а также уменьшить габариты и массу выходного устройства двигателя. 4 з.п. ф-лы, 3 ил.

Изобретение относится к разгрузочному устройству, предназначенному для отвода части первичного потока во вторичный поток в турбореактивном двигателе. Турбореактивный двигатель имеет первичный поток истечения и вторичный поток истечения, между которыми размещен межпоточный отсек. Межпоточный отсек содержит внутреннюю оболочку, отделяющую его от указанного первичного потока истечения, и внешнюю оболочку, отделяющую его от указанного вторичного потока истечения. Также двигатель содержит промежуточный картер, внутренние отверстия внутренней оболочки, внешние отверстия внешней оболочки, цепь разгрузки и средства перекрывания для открывания и закрывания указанной цепи разгрузки. Промежуточный картер снабжен входной и выходной стенками. Внутренние отверстия внутренней оболочки размещены сверху промежуточного картера, внешние отверстия внешней оболочки размещены снизу промежуточного картера. Цепь разгрузки связывает указанные внутренние отверстия с указанными внешними отверстиями через межпотоковый отсек. Также она содержит отверстия на входе промежуточного картера, отверстия на выходе промежуточного картера и кольцевой канал. Кольцевой канал ограничен промежуточным картером, внешней оболочкой и перегородкой связи. Перегородка опирается на промежуточный картер таким образом, чтобы охватить отверстия на выходе последнего в указанном кольцевом канале, а также опирается на внешнюю оболочку таким образом, чтобы охватить внешние отверстия последней в указанном кольцевом канале. Другим объектом изобретения является турбореактивный двигатель, содержащий разгрузочное устройство, описанное выше. Изобретение позволяет снизить габаритные размеры и массу турбореактивного двигателя. 2 н. и 11 з.п. ф-лы, 10 ил.

Турбореактивный двухконтурный двигатель с перераспределением энергии потока воздуха на входе содержит входное устройство, компрессоры низкого и высокого давлений, камеру сгорания, турбины низкого и высокого давлений, смеситель потоков контуров, сопло. На входе двигателя установлены два регулируемых по углу закрутки потока направляющих аппарата и камера для перераспределения энергии набегающего потока воздуха в радиальном направлении. Камера выполнена в виде канала цилиндрической формы и установлена между первым и вторым направляющими аппаратами. Второй направляющий аппарат установлен непосредственно перед входом компрессора низкого давления. Направляющие аппараты выполнены многолопастными, лопасти которых установлены радиально. Неподвижные части лопастей 1-го направляющего аппарата упираются одним концом в центральное тело, другим во внутреннюю поверхность канала камеры в ее передней части. Неподвижные части лопастей 2-го направляющего аппарата упираются одним концом в неподвижный кок компрессора низкого давления, другим во внутреннюю поверхность канала камеры в ее конце. Первый направляющий аппарат снабжен задними отклоняющими воздушный поток профилированными поворотными частями лопастей. Второй направляющий аппарат снабжен передними отклоняющими воздушный поток профилированными поворотными частями лопастей, связанных с соответствующими приводами и с неподвижными частями лопастей направляющих аппаратов посредством подвижных соединений. Привода включены в общую систему регулирования двигателем в зависимости от условий полета и режимов работы последнего. Изобретение направлено на увеличение тяговых характеристик турбореактивного двухконтурного двигателя на максимальном режиме работы, на обеспечение возможности оптимизации степени разделения набегающего потока воздуха по энергии при изменении скорости полета, режима работы двигателя, а также при запуске на земле и в полете. 5 ил.

Турбореактивный двигатель содержит входное устройство, компрессор, основную камеру сгорания, газовую турбину для привода компрессора, дополнительную высокотемпературную камеру сгорания с отбором воздуха в нее из компрессора, реактивное сопло, расположенное за высокотемпературной камерой сгорания. Канал для выхода газа из турбины в атмосферу выполнен с увеличивающейся к выходу площадью проходного сечения. Выходное отверстие канала для выхода газа из турбины в атмосферу расположено в зоне пониженного давления, образованного течением воздуха, обтекающим мотогандолу, а также реактивной струей газа, выходящего из реактивного сопла, расположенного за высокотемпературной камерой сгорания. Изобретение позволяет летательному аппарату достичь больших сверхзвуковых скоростей полета. 4 ил.

Изобретение относится к газотурбинным установкам для механического привода и для привода электрогенератора. Газотурбинная установка включает в себя двухкаскадный турбокомпрессор с камерой сгорания и компрессорами низкого и высокого давлений, турбинами высокого и низкого давлений, а также силовую турбину и выхлопную систему. Ротор компрессора низкого давления на входе валом соединен с пусковым двигателем. Проточная часть компрессора низкого давления на выходе соединена с компрессором высокого давления и с каналом наружного контура, охватывающим с внешней стороны наружные корпусы компрессора высокого давления, камеры сгорания, турбины высокого давления и турбины низкого давления. Канал наружного контура над передними ступенями компрессора высокого давления разделен перегородкой, в радиальном направлении установленной жестко на наружном корпусе канала наружного контура. Наружный корпус компрессора высокого давления выполнен с возможностью перемещения относительно указанной перегородки в осевом направлении. Отверстия в перегородке выполнены с возможностью их перекрытия на режимах запуска установки клапанами, установленными с внешней стороны корпуса канала наружного контура. Изобретение направлено на повышение надежности и кпд двигателя путем организации эффективного охлаждения наружных корпусов, снижения температуры газа перед турбиной высокого давления и минимизации времени запуска установки с одновременным упрощением ее конструкции. 3 ил.

Изобретение относится к газотурбинным установкам, выполненным на основе конвертированного авиационного двухконтурного двигателя. Газотурбинная установка выполнена с компрессором низкого давления на входе и силовой газовой турбиной для привода полезной нагрузки на выходе, а также каналами наружного и внутреннего контуров. Силовая турбина дополнительно соединена валом с компрессором низкого давления. Проточная часть первых ступеней силовой турбины на входе соединена с каналом внутреннего контура, а последующих ступеней - с каналами наружного и внутреннего контуров. Проточная часть последующих ступеней соединена с каналом наружного контура по периферии на входе в сопловую лопатку с помощью кольцевого канала, на выходе выполненного сужающимся. Наружный корпус первых ступеней силовой турбины соединен с наружным корпусом внутреннего контура. Наружный корпус последующих ступеней - с наружным корпусом канала наружного контура. Наружные корпусы первых и последующих ступеней зафиксированы между собой в радиальном направлении с возможностью взаимного осевого перемещения. Количество первых ступеней силовой турбины равно 1 2, а количество последующих ступеней силовой турбины равно 2-4. Изобретение направлено на повышение надежности и к.п.д. установки за счет исключения термических деформаций сопловых и рабочих лопаток, наружных корпусов каналов наружного и внутреннего контуров, а также снижение стоимости за счет уменьшения количества ступеней силовой турбины. 2 ил.

Изобретение относится к газотурбинным установкам на базе конвертируемых авиационных двигателей для привода электрогенератора или для механического привода. Газотурбинная установка включает в себя двухвальный двухконтурный двигатель с компрессором низкого давления и компрессором высокого давления, с разделительным корпусом между ними, делителем потоков, каналом наружного контура с внешней стороны компрессора высокого давления. На выходе из компрессора низкого давления между радиальными стойками разделительного корпуса установлены перфорированные козырьки. Перфорированные козырьки образуют с делителем потоков разделительного корпуса входной участок в канал наружного контура, а совместно с внешней стенкой разделительного корпуса - глухие со стороны компрессора низкого давления полости, соединенные на входе через отверстия перфорированного козырька с проточной частью разделительного корпуса, а на выходе - с каналом наружного контура. На внешней стенке канала наружного контура установлены клапаны перепуска воздуха из канала наружного контура в атмосферу. Отношение проходной площади отверстий перфорированного козырька к площади входного участка в канал наружного контура равно 0,1 2. Изобретение направлено на повышение надежности за счет организации равномерного распределения потока воздуха на входе в компрессор высокого давления и предотвращения помпажа компрессора низкого давления. 3 ил.

Изобретение относится к газотурбинным установкам, выполненным на базе конвертированного двухконтурного авиационного двигателя. Газотурбинная установка выполнена на базе двухконтурного авиационного двигателя и включает в себя турбокомпрессор со смесителем на выходе, а также с каналом наружного контура. Наружный корпус установки соединен над камерой сгорания с корпусом турбокомпрессора, в котором рабочее кольцо над первой рабочей лопаткой турбокомпрессора в осевом направлении телескопически соединено с наружным кольцом входного направляющего аппарата. Камера сгорания турбокомпрессора выполнена с выносными жаровыми трубами, размещенными совместно с наружными корпусами жаровых труб в канале наружного контура. Стойки расположены перед корпусами жаровых труб и выполнены с телескопическим в радиальном направлении соединением. Смеситель на входе соединен телескопически в осевом направлении с наружным корпусом турбокомпрессора и на выходе в осевом направлении жестко соединен с наружным корпусом канала наружного контура. Изобретение обеспечивает повышение надежности конструкции за счет равномерности охлаждения корпусов жаровых труб и дополнительной фиксации турбокомпрессора в радиальном направлении. 5 ил.

Газотурбинная установка с двухконтурным двигателем содержит компрессор низкого давления, а также установленные ниже по потоку канал наружного контура и компрессор высокого давления, выполненный с заслонками перепуска воздуха из-за промежуточной ступени в канал наружного контура. На наружном корпусе канала наружного контура над заслонками перепуска установлены клапаны перепуска воздуха, на входе соединенные с каналом наружного контура, а на выходе - с атмосферой, с возможностью опережающего или одновременного их включения с заслонками перепуска воздуха. Отношение проходной площади клапанов перепуска к проходной площади заслонок перепуска равно 0,8 2. Перепуск воздуха из-за промежуточной ступени компрессора высокого давления в канал наружного контура исключает помпаж компрессора низкого давления, что повышает надежность газотурбинной установки. 3 ил.

Двухконтурный газотурбинный двигатель содержит наружный контур, образованный наружным корпусом двигателя и корпусом компрессора, кожух, установленный в наружном контуре, перекрывающий часть его проходного сечения и образующий с одним из корпусов полость, теплообменник с ребрами, расположенный в этой полости и сообщенный каналами подвода и отвода теплоносителя с источниками высокого и низкого давления. Полость образована межу наружным корпусом и кожухом, и ребра теплообменника выполнены на одном из них. Каналом отвода теплоносителя с источником низкого давления сообщена полость перед ребрами теплообменника, а каналом подвода теплоносителя с источником высокого давления сообщена полость за ребрами теплообменника. Ребра теплообменника выполнены кольцевыми, и в каждом его ребре, выполнен, по крайней мере, один осевой паз. Пазы соседних ребер смещены относительно друг друга. Изобретение направлено на исключение контакта потока воздуха, проходящего в наружном контуре, с ребрами теплообменника, что снижает гидравлические потери в наружном контуре, и исключение влияния на работу теплообменника повышенных температур от корпуса компрессора за счет размещения его на более холодных элементах двигателя, повышает эффективность работы теплообменника. 3 з.п. ф-лы, 6 ил.

Турбореактивный двигатель имеет входное сопло, компрессор, камеру сгорания, турбину, форсажную камеру, реактивное сопло. Выходная и входная кромки пера лопатки образованы двумя параболами: У₁=K₁X^1/2, У₂=2R _о+К₂Х^1/2, касающимися окружности радиусом R 2R_o, центр которой находится на расстоянии 1 (2/3)L, где L - проекция длины пера на координату X. Угол атаки и наклона =(7°-15°). Радиус R_o равен (1/5-1/10)L. Радиус окружности R равен (2-3)R_o. Величины проекций длины пера L равно (0,05-0,15) м, центра окружности радиусом R равно 1 (2/3)L. Коэффициенты K₁ и K₂ рассчитываются по формулам: K₁=У_1A/Х^1/2;

K₂=(У_2В-2R_o)/X ^l/2 _2В, где точки А и В - точки касания параболами У₁ и У₂ окружности радиусом R. Точка А является пересечением угла наклона =(7°-15°) с перпендикуляром, восстановленным из точки 1 (2/3)L, точка В - конец диаметра, отложенного от точки А окружности радиусом R на восстановленном перпендикуляре. Профиль корыта пера и его спинки образуются пересечением парабол:

У₃=К₃Х^1/2, У ₄=2R _o+K₄X^l/2, где коэффициенты К₃ и

К₄ выбираются из следующих величин: К₃=(1-3), К₄=(0,4-0,8)К₃ . Выходная кромка пера закруглена радиусом R R _o. Конец пера загнут радиально радиусом R R_o на угол =(45°-60°). Изобретение направлено на повышение эффективности. 2 з.п. ф-лы, 4 ил.

Турбовентиляторный реактивный двигатель содержит внешнюю оболочку, поддерживаемую лопастями, внутренний кожух, обращенный к оболочке, и вспомогательные системы. Вдоль оси лопасти на внутреннем кожухе размещен держатель вспомогательных систем, содержащий первую опорную пластину для приема вспомогательных систем на внешней стороне внутреннего кожуха. Изобретение позволяет уменьшить продольные размеры для прохождения вспомогательных систем. 2 с. и 12 з.п. ф-лы, 11 ил.

Двигатель для летательного аппарата, содержащий выполненный в виде кольцевого канала внешний контур и внутренний контур с компрессором, подсоединенным к устройству для его привода, и с камерой сгорания и форсажную камеру. Двигатель дополнительно содержит расположенный за компрессором обтекатель, выполненный из неподвижной части, закрепленной на стенке внутреннего контура, и подвижной по оси двигателя части. Устройство для привода компрессора выполнено в виде газотурбинного двигателя, размещенного в проточной части внутреннего контура. Изобретение позволяет повысить экономичность двигателя на дозвуковых скоростях полета и снизить вес. 1 з.п. ф-лы., 4 ил.

Газотурбинная установка включает компрессор низкого давления на входе, силовую турбину на выходе, промежуточный между компрессорами корпус с разделителем потоков, каналы наружных и внутренних контуров. Внутренний контур содержит компрессор высокого давления со смесителем на выходе. Вход канала наружного контура соединен с выходом компрессора низкого давления, а выход - с внешней стороной смесителя. Отношение площади канала наружного контура по разделителю потоков в промежуточном между компрессорами корпусе газотурбинной установки к площади канала внутреннего контура по разделителю потоков в промежуточном между компрессорами корпусе газотурбинной установки находится в пределах 0,1-3. Отношение площади канала наружного контура на выходе из смесителя к площади канала внутреннего контура на выходе из смесителя находится в пределах 0,1-2,5. Число ступеней силовой свободной турбины равно 1-3. Изобретение повышает надежность и кпд установки при минимальной ее стоимости за счет снижения вибронапряжений рабочих лопаток свободной турбины и повышения равномерности охлаждения наружных корпусов. 3 ил.

Воздушно-реактивный двигатель содержит турбокомпрессорную часть с компрессором, камерой сгорания и турбиной, размещенную перед выходным соплом камеру, имеющую, по меньшей мере, одно окно и заслонки, установленные с возможностью перемещения относительно окна с образованием канала, сообщенного с камерой для обеспечения поступления в нее атмосферного воздуха. Двигатель также снабжен расположенным за турбиной и перед камерой сопловым блоком, выполненным с возможностью вращения вокруг своей оси и имеющим, по меньшей мере, два внутренних канала. Каждый из внутренних каналов входом гидравлически сообщен с турбиной, а выходом - с камерой, и имеет профилированные в виде сопел выходные сечения. На форсажном режиме окно камеры закрыто заслонками, и камера работает как форсажная. Изобретение позволяет повысить топливную экономичность двигателя на крейсерских скоростях полета. 11 ил.

Изобретение относится к области авиадвигателестроения, в частности к двигателям для высокоскоростных летательных аппаратов. Двигатель для высокоскоростного летательного аппарата содержит выполненный в виде кольцевого канала внешний контур и внутренний контур с компрессором, подсоединенным к устройству для его привода. Двигатель дополнительно содержит камеру, выполненную с возможностью сообщения с внутренним контуром, и размещенные во внутреннем контуре кожух и кольцевую створку. Кольцевая створка расположена с возможностью перемещения относительно камеры. Компрессор установлен в кожухе и имеет возможность перемещения в камеру вместе с кожухом. Устройство для привода компрессора может быть выполнено в виде газотурбинного двигателя и размещено вне внешнего контура двигателя. Изобретение позволяет повысить тягу двигателя. 1 з.п. ф-лы, 6 ил.

Способ создания реактивной тяги турбореактивного двигателя для старта, разгона и полета летательного аппарата заключается в сжатии воздуха компрессором, приводимым газовой турбиной, сжигании топлива в камере сгорания и дополнительном сжигании топлива в выходной камере сгорания, размещенной перед реактивным соплом. Реактивную тягу создают за счет истечения сжатого газа через реактивное сопло. После разгона летательного аппарата до необходимой скорости полета используют прямоточный воздушно-реактивный двигатель, предварительно сжимая воздух в нем за счет скоростного напора и подавая его в выходную камеру сгорания с ее боковых сторон, минуя компрессор, создавая при этом радиально направленные потоки. В выходной камере сгорания производят дополнительное сжатие потока, для чего создают направленные от периферии к ее центру потоки поступающего сжатого за счет скоростного напора воздуха, сталкивая их в центральной части выходной камеры сгорания с взаимным торможением и превращением их кинетической энергии в дополнительное сжатие. Дополнительное сжигание топлива производят в области повышенного сжатия воздуха. Изобретение направлено на повышении экономичности при больших скоростях полета. 2 н. и 3 з.п. ф-лы, 1 ил.

Способ дополнительного сжатия воздуха в камере сгорания реактивного двигателя заключается в подаче в камеру сгорания встречных потоков предварительно сжатого в приводимом газовой турбиной компрессоре воздуха и сжигании топлива. Встречные потоки поступающего от компрессора предварительно сжатого воздуха создают в камере сгорания, выполненной со сплошным дном, расположенным с противоположной стороны от ее выходного отверстия. Сталкивают эти встречные потоки в центральной части этой камеры сгорания с полным торможением и превращением их кинетической энергии в дополнительное сжатие непосредственно в камере сгорания. Сжигание топлива производят в этом объеме дополнительно сжатого воздуха. Изобретение направлено на повышение мощности двигателя и увеличение создаваемой им реактивной тяги. 2 н. и 2 з.п. ф-лы, 1 ил.

Изобретение относится к компрессорам двухконтурных турбореактивных двигателей с широкохордными рабочими лопатками. Промежуточный корпус компрессора двухконтурного турбореактивного двигателя содержит силовые стойки, размещенные между наружным и внутренним контурами, выходные кромки которых соединены кольцевым разделителем контуров двигателя. Разделитель контуров выполнен в виде кольцевого обтекателя, образованного двумя коническими обечайками, в полости которого установлена кольцевая перегородка. Кольцевая перегородка образована коническими поверхностями, эквидистантными наружной и внутренней поверхностям обтекателя, и образует с последним замкнутую полость. Замкнутая полость разделена кольцевыми и радиальными перегородками на отдельные полости, каждая из которых сообщена с полостью компрессора, по меньшей мере, одним отверстием. Изобретение позволяет уменьшить амплитуду колебаний давления в газовоздушном тракте компрессора двухконтурного турбореактивного двигателя. 5 ил.

Изобретение относится к области авиадвигателестроения, в частности к устройствам узловых соединений корпусов газотурбинных двигателей летательных аппаратов. Устройство для соединения смесителя с корпусом наружного контура двухконтурного газотурбинного двигателя содержит закрепленные на смесителе с чередующимися воздушными и газовыми каналами элементы его соединения с корпусом наружного контура двигателя. Эти элементы выполнены в виде кольца, закрепленного на смесителе посредством элементов подвески в виде наклонных стенок с полками, жестко закрепленными на кольце и на смесителе. Кольцо установлено относительно наружного контура двигателя с кольцевым радиальным термокомпенсационным зазором. Элементы подвески кольца на смесителе могут быть попарно соединены друг с другом своими полками, закрепленными на кольце, с образованием единого элемента П-образного профиля, средняя полка которого расположена напротив воздушного канала смесителя. Также элементы подвески кольца на смесителе могут быть соединены друг с другом своими полками с образованием гофрированного пояса. Кольцо выполнено с продольными шлицами. Корпус наружного контура двигателя выполнен с ответными шлицами. Кольцевой радиальный термокомпенсационный зазор выполнен по делительной окружности шлиц. Изобретение позволяет повысить надежность работы устройства для соединения корпусов газотурбинного двигателя, одновременно обеспечивая функции опоры газогенератора и сохраняя параметры потока воздуха на выходе из смесителя. 3 з.п. ф-лы, 4 ил.

Устройство для предотвращения помпажа авиационного двухконтурного турбореактивного двигателя на взлетном режиме содержит расположенную в промежуточном пространстве между внутренним и наружным контурами разделительную перегородку, делящую его на два газодинамически связанных отсека. Один из отсеков сообщается с наружным контуром, а другой через сопла - с окружающей средой. Между наружным контуром и промежуточным пространством установлены заслонки-воздухозаборники. Между промежуточным пространством и окружающей средой установлены сопла. Устройство снабжено датчиками соответственно приемистости и режима работы двигателя, установленным в промежуточном пространстве кольцевым охладителем, охватывающим корпус компрессора высокого давления. Сопла и заслонки-воздухозаборники снабжены приводными механизмами, регулирующими величины их площадей, а отсеки газодинамически связаны между собой посредством кольцевого охладителя. Изобретение позволяет уменьшить гидравлические потери в охлаждающем тракте при лучших весовых характеристиках устройства, предотвращающего помпаж авиационного двухконтурного турбореактивного двигателя на взлетном режиме. 2 ил.

Силовая установка для летательного аппарата содержит двухконтурный двигатель, внутренний контур которого содержит компрессор, а наружный контур выполнен прямоточным в виде кольцевого канала, сообщенного с внутренним контуром, и соединенное с компрессором устройство для его привода. Компрессор установлен с возможностью его поворота относительно продольной оси двигателя на угол от 80 до 100°. Устройство для привода компрессора размещено вне проточной части двухконтурного двигателя и может быть выполнено в виде газотурбинного двигателя, размещенного вне корпуса двухконтурного двигателя. Во внутреннем контуре могут быть расположены за и перед компрессором подвижные вдоль оси внутреннего контура стойки с закрепленными на них обтекателями, охватывающие стойки кольца и механизмы перемещения стоек, расположенные в неподвижных деталях, закрепленных на стенке внутреннего контура. Компрессор может быть расположен в дополнительном корпусе, выполненном в виде расположенных в друг друге поворотной, соединенной с компрессором, и неподвижной частей. Поворотная и неподвижная части дополнительного корпуса компрессора могут быть выполнены в виде шаровых сегментов. Изобретение позволяет повысить тягу установки на больших скоростях путем уменьшения внутреннего гидравлического сопротивления силовой установки. 4 з.п. ф-лы, 3 ил.