газотурбинный многоконтурный реактивный двигатель

Формула изобретения

Газотурбинный многоконтурный реактивный двигатель, содержащий установленный на входе во внутренний и вентиляторный контуры вентилятор, размещенные на выходе из последнего переключающее устройство, последовательно расположенные во внутреннем контуре вдоль оси двигателя компрессор, камеру сгорания, турбину привода компрессора, турбину привода вентилятора, соединенную с последним валом вентилятора, дополнительную камеру сгорания, подключенную на входе к вентиляторному контуру, а на выходе к газовой турбине, отличающийся тем, что двигатель снабжен дополнительным компрессором, установленным в вентиляторном контуре за переключающим устройством, муфтой свободного хода и гидравлически управляемой муфтой, причем дополнительный компрессор соединен с валом вентилятора посредством гидравлически управляемой муфты, а газовая турбина посредством муфты свободного хода.

Описание изобретения к патенту

Газотурбинный многоконтурный двигатель относится к области авиадвигателестроения и может найти применение на самолетах с широким диапазоном изменения скоростей полета, от дозвуковых до сверхзвуковых.

Известен газотурбинный реактивный двигатель с переменной степенью двухконтурности, у которого в тракте за вентилятором двухконтурного установлен турбореактивный двигатель [1]

Недостатком данного двигателя являются увеличенные габариты, диаметральные размеры.

Известен также газотурбинный многоконтурный реактивный двигатель, содержащий установленные на входе во внутренний и вентиляторные контуры вентилятор, размещенное на выходе из последнего переключающее устройство, последовательно расположенные во внутреннем контуре вдоль оси двигателя компрессор, камеру сгорания, турбину привода вентилятора, соединенную с последним валом вентиляторы, дополнительную камеру сгорания, подключенную на входе к вентиляторному контуру, а на выходе к газовой турбине [2]

Недостатком этого двигателя также являются увеличенные габариты, диаметральные размеры.

Задачей настоящего изобретения является устранение указанного недостатка.

Поставленная задача решается за счет того, что в газотурбинном многоконтурном реактивном двигателе, содержащем установленные на входе во внутренний и вентиляторный контуры вентилятор, размещенные на выходе из последнего переключающее устройство, последовательно расположенные во внутреннем контуре вдоль оси двигателя компрессор, камеру сгорания, турбину привода компрессора, турбину привода вентилятора, соединенную с последним валом вентилятора, дополнительную камеру сгорания, подключенную на входе к вентиляторному контуру, а на выходе к газовой турбине, имеются дополнительный компрессор, установленный в вентиляторном контуре за переключающим устройством, муфта свободного хода и гидравлически управляемая муфта, причем дополнительный компрессор соединен с валом вентилятора посредством гидравлически управляемой муфты, а газовая турбина посредством муфты свободного хода.

На фиг. 1 изображена первая половина продольного разреза газотурбинного многоконтурного двигателя; на фиг. 2 вторая половина продольного разреза газотурбинного многоконтурного двигателя; на фиг. 3 элемент А фиг. 1; на фиг. 4 разрез Б-Б фиг. 1 в произвольном масштабе; на фиг. 5 разрез В-В виг. 3 в произвольном масштабе.

На внутреннем и вентиляторном контуре двигателя расположен вентилятор 1 со спрямляющим аппаратом 2. На выходе из вентилятора 1 установлено переключающее устройство 3. Это переключающее устройство выполнено со створками, закрепленными шарнирно в передней части дополнительного компрессора 4. Спрямляющие аппараты этого компрессора обозначены позициями 5,6,7,8.

За дополнительным компрессором 4 выполнены патрубки 9 подвода воздуха от вентилятора 1 к компрессору 10. Спрямляющие аппараты этого компрессора на фигуре N 1 обозначены позициями 11,12,13,14.

В тракте компрессора 10 за ним расположена камера сгорания 15. В камере сгорания 15 установлены топливные форсунки 16.

В тракте за камерой сгорания 15 расположена турбина 17 привода компрессора 10. Сопловой аппарат этой турбины на фиг. 1 обозначен позицией 18.

Вал турбины 17 привода компрессора 10 соединен с валом компрессора 10. За турбиной 17 привода компрессора 10 в ее тракте установлена турбина 19 привода вентилятора 1. Сопловые аппараты этой турбины на фиг. 1 обозначены позициями 20,21.

Вал турбины 19 привода вентилятора жестко соединен с валом вентилятора 1. Вал 22 с помощью гидравлически управляемой муфты 24 свободного хода соединен с валом компрессора 4.

Передняя опора вентилятора 1 обозначена позицией 25, стойки крепления обозначены позициями 26, 27, 28.

Для привода створок переключающего устройства 3 выполнен силовой цилиндр 29, шток которого через тяги 30 шарнирно соединен со створками переключающего устройства 3 (шток силового цилиндра 29 на фиг. 1 не обозначен).

За турбиной 19 привода вентилятора 1 расположены патрубки 31 подвода воздуха от дополнительного компрессора 4 к каналу 32, который сообщен с дополнительной камерой сгорания 33.

За дополнительной камерой сгорания 33 в ее тракте расположена газовая турбина 34. Сопловые аппараты этой турбины на фиг. 1 обозначены позициями 35,36.

Задняя опора турбины 34 обозначена позицией 37, стойки крепления обозначены позицией 38.

За газовой турбиной 34 в ее тракте выполнено режимное, сверхзвуковое реактивное сопло 39 с неподвижным центральным телом 40, с подвижным в осевом направлении центральным телом 41, с обечайкой сопла 42.

Подвижное центральное тело 41 соединено со шток воздушного разгрузочного цилиндра 43. Поршень разгрузочного цилиндра по фиг. 1 обозначен позицией 44, его шток позицией 45.

Для управления перемещением подвижного в осевом направлении центрального тела 41 выполнен гидравлический цилиндр 46 управления, шток 47 которого шарнирно соединен с центральным телом 41. Сопло наружного контура обозначено позицией 48.

Вал газовой турбины 34 с помощью муфты 49 свободного хода соединен с валом 22 вентилятора, а через вал 22 и гидравлически управляемой муфтой 24 свободного хода с валом дополнительного компрессора 4.

За трактом газовой турбины 19 в наружном тракте 23 расположен смеситель 50.

На валу 22 установлена звездочка 51 гидравлически управляемой муфты 24 свободного хода (см. фиг. 3).

Наружная обойма гидравлически управляемой муфты свободного хода обозначена позицией 52. Между звездочкой 51 и наружной обоймой 52 расположены ролики 53. На валу 22 установлен также поводок 54, на котором расположен поршень 55, который фиксирован от проворота в окружном направлении фиксаторами 56, закрепленными на валу 57 дополнительного компрессора 4 турбореактивного двигателя.

Поршень 55 установлен также внутри цилиндра 58.

Наружная обойма 52 гидравлически управляемой муфты свободного хода соединена с валом 57 дополнительного компрессора 4.

Поршень 55 упирается к торцу вала 57 с помощью пружины 59 в положении, когда муфта отсоединена от вала 57.

Поводок 54 и поршень 55 кинематически с помощью винтовой пары 60 соединены между собой.

Полость цилиндра 58 сообщена с каналом 61 подвода гидравлической жидкости. Канал 61 выполнен на корпусе 62 подшипника 63 опоры компрессора 4. На поводке 54 выполнены козырьки 64.

Газотурбинный многоконтурный реактивный двигатель работает следующим образом.

Двигатель запускается от раскрутки вала компрессора 10, включая зажигание и подачу топлива в камеру сгорания 15. Затем с помощью гидравлически управляемой муфты 24 свободного хода при подводе жидкости под давлением в полость цилиндра 58 вал 22 вентилятора 1 соединяется с валом дополнительного компрессора 4, в дополнительную камеру сгорания 33 подводится топливо, включается зажигание.

Продукты сгорания от турбин 19 и 34 поступают в реактивные сопла 39 и 48. От исчисления газов через эти сопла создается сила тяги. На двухконтурном режиме часть воздуха от сопла 48 может быть пропущена через сопло 39.

Включение вала турбины 34 с валом вентилятора осуществляется автоматически.

На взлетном режиме двигатель работает как турбореактивный, этому режиму соответствует изображение а.

После набора высоты двигатель может работать как двухконтурный турбореактивный на дозвуковых скоростях полета. Этому режиму соответствует изображение б.

На сверхзвуковых скоростях полета двигатель работает как турбореактивный.