ГАЗОТУРБИННЫЙ ДВИГАТЕЛЬ

Полезная модель относится к реактивным двигательным установкам, в частности, к двигателям с газовой турбиной, приводящей в действие компрессор, и может быть использована для летательных аппаратов любых типов.
Известен турбореактивный двигатель по патенту РФ №2151900 (Кл. МПК 7: F 02 K 3/00, опубл. 27.06.2000 г.), который содержит газовую турбину, приводящую в движение компрессор.
Роторы осевого компрессора и газовой турбины выполнены с соизмеримыми массами и укреплены на полых валах, кинематически связанных между собой механизмом реверсирования, выполненным в виде зубчатого конического многозвенника. Кинематическая связь роторов компрессора и турбины при равенстве их масс, вращающихся в противоположных направлениях соосно, позволяет компенсировать центробежные силы.
Недостатком известного двигателя является невозможность его быстрого вывода на рабочий режим. Так как скорости вращения турбины и компрессора одинаковые, нарастание их скоростных характеристик идет одновременно и постепенно, и максимальная скорость вращения турбины будет достигнута одновременно с максимальной производительностью компрессора. Это ограничивает и абсолютную скоростную характеристику двигателя, что исключает возможность полетов на больших скоростях.
Наиболее близким к предлагаемой конструкции является газотурбинный двигатель, содержащий двухступенчатую турбину, приводящую в движение лопастной винт и компрессор, и мультипликатор, ведомая шестерня которого закреплена на валу компрессора и входит в зацепление через установленные на водиле сателлиты с ведущей шестерней с внутренними зубьями (см. патент РФ №2209329 по Кл. МПК 7: F 02 K 3/04, опубл. 27.07.2003 г.).
Недостатками указанного двигателя являются сложность конструкции и длительность процесса его запуска и вывода на требуемый для полета режим работы. Запуск двигателя происходит следующим образом. От стационарной установки в камеру сгорания подают сжатый воздух, туда же попадает топливо, смесь поджигается запальником, и запускается стартер-турбина, приводящая во вращение компрессор и от него через мультипликатор в режиме понижения числа оборотов винт, соединенный с двухступенчатой турбиной. Только после разгона двухступенчатой турбины и отключения стартера-турбины соединенный с двухступенчатой турбиной винт через мультипликатор, повышающий число оборотов, передает вращение на компрессор, служащий для получения жидкого воздуха, используемого для приготовления в камере сгорания топливной смеси, дожигаемой в двухступенчатой турбине и вращающей ее. Скорость вращения винта ограничена скоростью вращения турбины. Такой двигатель имеет недостаточно высокий кпд и не позволяет совершать полеты с большими скоростями.
Задачей, на решение которой направлено настоящее техническое решение, является сокращение времени запуска двигателя и вывода его на требуемый для полета режим работы, а также повышение скоростных характеристик вращения агрегатов двигателя.
Поставленная задача решается тем, что в газотурбинном двигателе, включающем двухступенчатую турбину, приводящую в движение лопастной винт и компрессора мультипликатор, ведомая шестерня которого закреплена на валу компрессора и входит в зацепление через установленные на водиле сателлиты с ведущей шестерней с внутренними зубьями, ротор одной ступени турбины закреплен на валу ведущей шестерни, а другой - на валу водила, при этом валы ведущей шестерни и водила установлены коаксиально с возможностью свободного вращения, а лопаточные венцы роторов ступеней турбины направлены в противоположные стороны.
Сущность предлагаемого технического решения поясняется чертежом, на котором схематично изображен общий вид двигателя.
Газотурбинный двигатель содержит корпус 1, в котором соосно размещены двухступенчатая турбина 2, камера сгорания (на фигуре не показана) с соплами 3, мультипликатор 4, компрессор 5 и лопастной винт 6. Ведомая шестерня 7 мультипликатора 4 жестко закреплена на валу 8 компрессора 5 и входит в зацепление с сателлитами 9, установленными на водиле 10 с возможностью свободного вращения вокруг осей 11. Сателлиты 9 взаимодействуют с ведущей шестерней 12 с внутренними зубьями. Вал 13 ведущей шестерни 12 мультипликатора 4 закреплен в подшипниках 14 на задней опоре 15 двигателя. Вал 16 водила 10 установлен коаксиально валу 13 в подшипниковом узле 17, закрепленном внутри вала 13. Ротор 18 одной ступени турбины 2 жестко закреплен на валу 13 ведущей шестерни 12 мультипликатора 4. Ротор 19 другой ступени турбины 2 жестко закреплен на валу 16 водила 10 мультипликатора 4. Лопаточные венцы 20 и 21 роторов 18 и 19 ступеней турбины 2 направлены взаимнопротивоположно.
Двигатель работает следующим образом.
Энергия выходящих из камеры сгорания через сопла 3 газов преобразуется на лопаточных венцах 20 и 21 ступеней турбины 2 в механическую работу вращения в противоположные стороны роторов 18 и 19, а вместе с ними и валов 13 и 16. При вращении сидящей на валу 13 ведущей шестерни 12 с внутренними зубьями закрепленные на водиле 10 сателлиты 9 вращаются вокруг оси 11 в противоположную сторону. Одновременно в ту же сторону вращается и вал 16 водила 10. Эти два движения сателлитов 9 суммируются и передают ускоренное вращение ведомой шестерне 7 и валу 8, на котором закреплены компрессор 5 и лопастной винт 6 двигателя.
Такое выполнение двигателя обеспечивает очень быстрый набор скорости летательным аппаратам и достижение больших скоростей полета
без повышения расхода горючего. Это позволит осуществлять полеты на большие расстояния при значительном снижении их стоимости.