авиационная осевая двухсторонняя турбомашина (варианты)

Формула изобретения

1. Авиационная осевая двухсторонняя турбомашина, включающая с возможностью вращения два полых ротора, находящихся на передней и конечной сторонах турбомашины, на внутренних поверхностях которых установлены расположенные по винтовым линиям профилированные лопасти, образующие диффузорные полости, отличающаяся тем, что роторы заключены в корпусы, имеют общий вал, на котором закреплены многозаходные винтовые лопасти с изменяющимися шагами и вращающимися совместно с роторами, винтовые лопасти конечной стороны имеют наибольшую высоту на входе потока газовоздушной смеси в ротор и наименьшую высоту на выходе из него.

2. Авиационная осевая двухсторонняя турбомашина, включающая с возможностью вращения два полых ротора, находящихся на передней и конечной сторонах турбомашины, на внутренних поверхностях которых установлены расположенные по винтовым линиям профилированные лопасти, образующие диффузорные полости, роторы заключены в корпусы, имеют общий вал, винтовые лопасти конечной стороны имеют наибольшую высоту на входе потока газовоздушной смеси в ротор и наименьшую на выходе из него, отличающаяся тем, что винтовые лопасти располагаются также и на наружных поверхностях роторов, а лопасти на валу отсутствуют.

Описание изобретения к патенту

Изобретение относится к авиационной промышленности и может быть использовано в нефтяной и газовой промышленностях.

Известная осевая двухсторонняя турбомашина, включающая переднюю сторону турбомашины для сжатия воздуха и конечную сторону турбомашины для создания реактивного потока газовоздушной смеси и вращения передней стороны турбомашины.

Эти устройства в настоящее время широко применяются в авиации в качестве двигательной установки самолетов.

Недостатками известных устройств характеризуются разрывом сжимаемого потока воздуха в передней стороне турбомашины радиальными лопатками, что создает большой шум и сопротивление перемещению сжимаемого воздуха. На конечной стороне турбомашины также происходит разрыв потока газовоздушной смеси радиальными лопатками и его трением о корпус, что приводит к шуму и снижению мощности.

Кроме того, известны случаи отрыва лопаток турбомашины, и также приводит к авариям попадание птиц в переднюю сторону турбомашины. Известно устройство для сообщения энергии по току, например, пульпы при транспортировании ее по трубопроводам /прототип/, авт. св. 172164, Кл 47f, I₀₁, 84 , 3⁷⁶, МПК F06l, Е02f УДК 621. 643/088,8/. Опубликовано 22.06.1965 г. Бюллетень №12, автором которого являюсь я. Это устройство было предназначено для промежуточных напорных станций при трубопроводном транспорте аэтрогидросмесей дробленых пород.

Устройство выполнено в виде вмонтированного в трубопровод, с возможностью вращения полого ротора, на внутренней поверхности которого установлены расположенные по винтовой линии профилированные лопасти, образующие диффузорную полость для прохода материалов в центре вихревого потока.

К недостаткам устройства относятся: отсутствие корпуса, вала, возможность увеличения скорости вращения, примерно до 10000 об/мин, по конструктивным возможностям устройства, при сравнительно больших диаметрах ротора, например 1000-1500 мм.

Задачей, на решение которой направлено настоящее изобретение, является снижение затрат энергии, шума и аварийности.

Поставленная задача решается за счет того, что в авиационной осевой двухсторонней турбомашине, включающей с возможностью вращения два полых ротора, находящихся на передней и конечной сторонах турбомашины, на внутренних поверхностях которых установлены расположенные по винтовым линиям профилированные лопасти, образующие диффузорные полости, согласно изобретению роторы заключены в корпусы, имеют общий вал, на котором закреплены многозаходные винтовые лопасти с изменяющимися шагами и вращающимися совместно с роторами, винтовые лопасти конечной стороны имеют наибольшую высоту на входе потока газовоздушной смеси в ротор и наименьшую высоту на выходе из него.

Поставленная задача решается также за счет того, что во втором варианте авиационной осевой двухсторонней турбомашины, включающей с возможностью вращения два полых ротора, находящихся на передней и конечной сторонах турбомашины, на внутренних поверхностях которых установлены расположенные по винтовым линиям профилированные лопасти, образующие диффузорные полости, роторы заключены в корпусы, имеют общий вал, винтовые лопасти конечной стороны имеют наибольшую высоту на входе потока газовоздушной смеси в ротор и наименьшую на выходе из него, согласно изобретению винтовые лопасти располагаются также и на наружных поверхностях роторов, а лопасти на валу отсутствуют.

На фиг.1 показана схема передней стороны турбомашины 8, сечение 1-1, включающая: корпус 1, ротор 2, винтовую лопасть 8, вал 4, крепление ротора 5 к валу 4, подшипники 6, винтовую лопасть 7.

На схеме показана только одна винтовая лопасть 3 ротора 2 и винтовая лопасть 7 вала 4 для удобочитаемости схемы.

На фиг.2 показана схема передней стороны турбомашины /вид по стрелке "А"/, включающая, корпус 1, ротор 2, многозаходные винтовые лопасти 3 ротора 2, вал 4, многозаходные лопасти 7 вала 4.

Устройство - передняя сторона турбомашины работает следующим образом. При включении турбомашины в работу воздух захватывается лопастями крепления 5 и винтовыми лопастями 3 ротора 2, а также винтовыми лопастями 7 вала 4. При этом возникают центробежные, центростремительные и вихревые силы, обусловленные конструкцией передней стороны турбомашины, которые сжимают и продвигают поток воздуха без разрыва его сплошности. Производительность и степень сжатия зависят от числа оборотов ротора 2.

На фиг.3 показана схема конечной стороны турбомашины 9, сечение 1-1, включающая: корпус 1, ротор 2, вал 4, винтовую лопасть 3, крепление ротора 5 к валу 4.

На схеме показана также одна винтовая лопасть 3 ротора 2 и одна винтовая лопасть 7 вала 4 для удобочитаемости схемы.

На фиг.4 показана конечная сторона турбомашины /вид по стрелке "А"/, включающая: корпус 1, ротор 2, вал 4, многозаходные винтовые лопасти 3 ротора 2, многозаходные лопасти 7 вала 4.

Устройство - конечная сторона турбомашины работает следующим образом. Поток рабочей газовоздушной смеси давит на винтовые лопасти 3 ротора 2 и винтовые лопасти 7 вала 4. Ротор 2 приходит во вращение и передает энергию валу 4, который вращает ротор передней стороны турбомашины. Отличительной особенностью конечной стороны турбомашины является то, что винтовые лопасти ротора имеют высоту на входе наибольшую, а на выходе наименьшую.

На фиг.5 приведена схема авиационной осевой двухсторонней турбомашины, включающей: переднюю сторону турбомашины 8, камеру сгорания 10, конечную сторону турбомашины 9.

Работа осевой двухсторонней турбомашины происходит по известной схеме. Стартер-генератор раскручивает турбомашину до необходимых оборотов, а затем включается зажигание и подается топливо через форсунки в камеру сгорания. Энергия сжатого воздуха и сгоревшего топлива давит на винтовые лопасти конечной стороны турбомашины, и турбомашина входит в автономный режим работы.

На фиг.6 и 7 приведены схемы передней стороны турбомашины 12 с расположением винтовых лопастей как на внутренней, так и на наружной сторонах полого ротора, включающие: корпус 1, ротор 2, винтовые лопасти 3 ротора 2, вал 4, винтовые лопасти 11 на наружной стороне ротора 2.

Устройство работает следующим образом. При включении турбомашины в работу воздух захватывается лопастями крепления 5 и винтовыми лопастями 3 и 11 ротора 2. При этом возникают центробежные, центростремительные и вихревые силы, обусловленные конструкцией передней стороны турбомашины, которые сжимают и продвигают поток воздуха без разрыва его сплошности. Производительность и степень сжатия зависят от числа оборотов ротора 2.

На фиг.8 и 9 приведены схемы конечной стороны турбомашины 13 с расположением винтовых лопастей как на внутренней, так и на наружной сторонах полого ротора, включающие: корпус 1, ротор 2, винтовые лопасти 3 и 11 ротора 2, вал 4.

Устройство работает следующим образом. Поток рабочей газовоздушной смеси давит на винтовые лопасти 3 и 11 ротора 2, ротор 2 и вал 4 приходят во вращение и приводят во вращение переднюю сторону турбомашины, а также за счет возникающих центробежных, центростремительных и вихревых сил формируется закрученный вихревой реактивный поток газовоздушной смеси.

На фиг.10 приведена авиационная осевая двухсторонняя турбомашина, включающая: переднюю сторону турбомашины 12, камеру сгорания 10, конечную сторону турбомашины 13 с винтовыми лопастями как на внутренней, так и на наружной сторонах полого ротора.

Работа авиационной двухсторонней осевой турбомашины происходит по известной схеме. Стартер-генератор раскручивает турбомашину до необходимых оборотов, а затем включается зажигание и подается топливо через форсунки в камеру сгорания. Энергия сжатого воздуха и сгоревшего топлива давит на винтовые лопасти конечной стороны турбомашины, и турбомашина входит в автономный режим работы.

На фиг.11 приведена схема использования передней стороны турбомашины при трубопроводном транспорте газов, а также использование ее в качестве насоса при трубопроводном транспорте жидкостей, например нефти.

Схема включает: переднюю сторону турбомашины 8, привод 15, транспортный трубопровод 14.