КОМПРЕССОРНО-ТУРБИННЫЙ ДВИГАТЕЛЬ С ПОПЕРЕЧНЫМ РАСПОЛОЖЕНИЕМ СТУПЕНЕЙ ГАЗОВОЙ ТУРБИНЫ
COMPRESSOR-TURBINE ENGINE WITH CROSSWISE ARRANGEMENT OF GAS TURBINE STAGES

Изобретение относится к машиностроению и может быть использовано как реактивный авиационный двигатель повышенной тяги.
Известны газотурбинные двигатели [RU 2075658 C1, 20.03.1997; RU 2374467 С2, 26.11.2007; RU 2396436 C2, 06.10.2005; US 3638428 A, 01.02.1972; WO 03020469 A1, 13.03.2003; GB 2194292 A, 02.03.1998], в которых на одном валу расположены осевой компрессор и осевая газовая турбина.
Все авиационные газотурбинные двигатели являются совокупностью теплового двигателя и движителя, т.е. они совмещают функции преобразования химической энергии топлива в работу и получения осевой силы, необходимой для полета воздушного судна.
Движителем газотурбинного двигателя является турбина с обеспечивающими ее работу компрессором, камерой сгорания и выходным устройством. Все эксплуатируемые авиационные газотурбинные двигатели работают по нормальной схеме: воздух из окружающей среды забирается воздухозаборником, подается в компрессор, сжимается и поступает в камеру, сгорания, расположенную после компрессора перед турбиной. В камере сгорания происходит подвод теплоты при горении горючего. Нагретое рабочее тело (газ) поступает в турбину, где на лопатках рабочего колеса совершает работу по вращению ротора двигателя. Мощность, вырабатываемая турбиной, используется в основном, компрессором, часть мощности забирают вспомогательные агрегаты.
Отработанный газ после турбины поступает в форсажную камеру, где происходит дожигание оставшихся окислительных элементов в газе добавочным количеством горючего, а затем отводится в окружающую среду через реактивное сопло.
Анализ структурно-силовой схемы реактивного двигателя (фигура 1) показывает, что величина тяги двигателя зависит от всех осевых сил, действующих на основные элементы двигателя (в компрессоре, камере сгорания, газовой турбине, реактивном сопле).
Если принять осевую силу тягу двигателя за 100%, то в компрессоре создается осевая сила порядка 800-1000%, т.е. почти в 10 раз больше тяги двигателя. Эта осевая сила, создаваемая компрессором, нерационально расходуется в газотурбинном двигателе. Так, в камере сгорания при прохождении воздуха и подведении тепла за счет сгорания горючего возникает осевая сила, равная 150-200% тяги, направленная против осевой силы компрессора и уменьшающая ее. В газовой турбине при обтекании рабочим телом (газом) лопаток турбины также возникает осевая сила, равная 350-450% и направленная против осевой силы, создаваемой компрессором.
Широко используемый расчет газотурбинного двигателя представляет собой расчет теплового двигателя, без учета особенностей газотурбинного двигателя как движителя. Анализ структурно-силовой схемы газотурбинного двигателя показывает существующие нерациональные потери осевой силы в газовой турбине, камере сгорания и сопле.
Наиболее близким по техническому содержанию к заявляемому устройству является турбореактивный двигатель АЛ-31ФП (см.: Авиастроение. Летательные аппараты, двигатели, системы и технологии. А.Г.Братухин. - М.: Машиностроение, 2000 г., стр.305-308).
Основными узлами ТРД АЛ-31ФП являются (фигура 1):
1. Входное устройство.
2. Компрессор.
3. Камера сгорания.
4. Газовая турбина.
5. Форсажная камера.
6. Выходное устройство.
Двигатель АЛ-31ФП установлен на отечественных самолетах конструкторского бюро им.Сухого. Наряду с большими достоинствами, которыми обладает этот двигатель, а именно: компактность, относительно небольшая масса, достаточно высокий уровень тяги, легкость запуска и т.д., он имеет и недостатки, главными из которых являются: низкий КПД двигателя, большой удельный расход топлива и недостаточный уровень тяги двигателя по сравнению с потенциальными возможностями двигателя.
Задачей предлагаемого изобретения является создание авиационного реактивного двигателя с высокими удельными параметрами и тягой двигателя. Поставленная задача достигается размещением камеры сгорания с обратным подводом воздуха по оси двигателя и газовой турбины перпендикулярно оси двигателя (фигура 2).
Компрессорно-турбинный авиационный двигатель с поперечным расположением ступеней газовой турбины (КТАД с ПРСГТ) включает в себя: входное устройство, компрессор, противоточную камеру сгорания, реактивное сопло, редуктор, причём газовая турбина расположена поперечно оси двигателя, а камера сгорания расположена по оси двигателя в центре конструкции.
Отработанный после газовой турбины газ можно использовать для получения дополнительной тяги через отводящие устройства или для управления положением воздушного судна в полете.
Использование структурно-силовой схемы компрессорного двигателя с поперечным расположением ступеней газовой турбины приводит к необходимости применения передаточного узла мощности (вращающего момента) от газовой турбины к компрессору.
Предлагаемый компрессорно-турбинный авиационный двигатель с поперечным расположением ступеней газовой турбины (КТАД с ПРСГТ) содержит следующие элементы:
1. Входное устройство.
2. Компрессор.
3. Камера сгорания.
4. Газовая турбина с поперечным расположением ступеней.
5. Форсажная камера.
6. Выходное устройство.
7. Редуктор.
При расположении оси газовой турбины с поперечным размещением ступеней перпендикулярно оси двигателя (фигура 3) сами диски будут размещены горизонтально по отношению к строительной оси двигателя. Ось газовой турбины должна быть расположена в центре тяжести двигателя для устранения возникающего (вредного) момента от возникающей вертикальной боковой силы.
Использование поперечного расположения газовой турбины и центральное размещение камеры сгорания позволяют значительно уменьшить массу и длину двигателя за счет уменьшения длины вала и объема корпуса камеры сгорания. Вал двигателя будет необходимо рассчитывать лишь на сжатие от газовых сил, возникающих в компрессоре, а длина вала уменьшится на величину длины турбины пропорционально.