Авиационный турбореактивный двигатель
AIRCRAFT TURBOJET ENGINE

Изобретение относится к авиационной технике, более конкретно к авиационному турбореактивному двигателю с осевым компрессором.
Известен авиационный турбореактивный двигатель, см. например, Энциклопедию Авиация, изд. БСЭ ЦАГИ, 1994 г., статья НК, стр. 379-380, содержащий воздухозаборник в цилиндрическом корпусе по оси которого установлен вал, последовательно соединенный с агрегатом наддува выполненным многолопастным радиально-осевым вентилятором, многоступенчатым компрессором и турбиной, а также камеры сгорания, кинематическую связь с приводом запуска и выходной аппарат.
Принципиальными теоретическими недостатками авиационного турбореактивного двигателя (традиционного) являются следующие.
а) ПАССИВНОЕ потребление воздуха, поступающего через поперечное сечение воздухозаборника, т.е. двигатель не может получить массового количества воздуха больше того, которое проходит через поперечное сечение воздухозаборника. Отсюда возникает необходимость увеличивать внешние габариты двигателя-диаметра его воздухозаборника. Этот недостаток может быть преодолен: либо увеличением поперечного сечения двигателя - его диаметра (важнейшая характеристика двигателя «диаметр вентилятора» и, соответственно диаметр двигателя), либо увеличением сжатия поступающего через воздухозаборник пассивного воздуха дополнительными ступенями компрессора (характеристика двигателя - степень двухконтурности), увеличивающими осевую длину и сложность двигателя, либо применением более сложных схем конструкции двигателя: двухконтурных, трехкаскадных, с редуктором вентилятора и др., что значительно его усложняет.
б) Другим принципиальным теоретическим стратегическим недостатком авиационного турбореактивного двигателя является однокомпонентное управление двигателем. Дело в том, что в работе турбореактивного двигателя участвуют две компоненты, а именно: воздух и топливо. Управление двигателем - создание и изменение тяги осуществляется только одной компонентой-топливом посредством изменения количества и времени его подачи в двигатель.
Принцип действия, конструкция, теоретическое обоснование традиционного авиационного турбореактивного двигателя ИСКЛЮЧАЮТ независимое АКТИВНОЕ управление двигателем посредством другой компоненты - воздуха.
Подвергается ревизии принцип действия традиционного турбореактивного двигателя, а именно: величина тяги двигателя должна обеспечиваться преимущественно не большим расходом топлива, а избыточным расходом дармового забортного воздуха.
в) Запуск турбореактивного авиационного традиционного двигателя (прототипа) осуществляется прокруткой вала ротора через кинематическую связь приводом стартер-генератором при избыточной подаче топлива, что может привести к критическому возрастанию температуры газов в турбине, возможно ее повреждение и снижение эксплуатационного ресурса. Такой электромеханический способ запуска двигателя является недостатком традиционного турбореактивного двигателя, т.к. появляется возможность применить более эффективный пневматический способ запуска.
Цель изобретения устранение перечисленных недостатков. Улучшение принципиальных качественных характеристик турбореактивного двигателя.
Поставленная цель достигается тем, что авиационный турбореактивный двигатель содержит воздухозаборник, в цилиндрическом корпусе по оси которого установлен вал, последовательно соединенный с многоступенчатым компрессором и турбиной, а также агрегат наддува, камеры сгорания, кинематическую связь с приводом запуска и выходной аппарат. Агрегат наддува выполнен автономным, установлен в воздухозаборнике по оси корпуса посредством трех радиальных кронштейнов через промежуток перед компрессором и не соединен с валом, состоит из единой сборки: электродвигателя, редуктора и двухлопастного пропеллера. Электродвигатель соединен с бортовой электрической сетью через орган автономного ручного ступенчатого управления, совмещенный с органом управления авиационным турбореактивным двигателем. Пространство между плоскостью вращения пропеллера, стенкой цилиндрического корпуса и плоскостью первой ступени компрессора является ресивером, а с внутренним пространством ресивера соединен манометр.
Новизна разработки в том, что работа авиационного турбореактивного двигателя (создание и изменение тяги) существенно отличается от работы традиционного авиационного турбореактивного двигателя (прототипа) тем, что двигатель управляется двумя компонентами, а именно: раздельной автономной подачей воздуха и топлива. Более того, подача воздуха осуществляется в значительно большем массовом объеме и есть возможность регулировать время и количество его подачи. В реактивной струе выходного аппарата турбореактивного двигателя большую часть занимает поставляемый в избытке пропеллером и сжатый компрессором расширяющийся в объеме воздух, чем поток горящей смеси топлива с воздухом, чем достигается меньший расход топлива.
В традиционном авиационном турбореактивном двигателе исключен вентилятор, но дополнительно введен автономный управляемый агрегат наддува - пропеллер, воздушная тяга которого - воздушный поток применен для принудительного снабжения воздухом и в большем количестве компрессор турбореактивного двигателя.
Конструкция авиационного турбореактивного двигателя показана:
фиг. 1 схема авиационного турбореактивного двигателя с осевым компрессором с автономным агрегатом наддува в воздухозаборнике, разрез по продольной вертикальной плоскости.
фиг. 2 авиационный турбореактивный двигатель с осевым компрессором с агрегатом наддува в воздухозаборнике и креплением к внутренней поверхности корпуса двигателя, вид спереди против направления полета.
фиг. 3 комбинированная рукоять управления двигателем на самолете РУД.
Перечень позиций
1 воздухозаборник,
2 корпус двигателя,
3 вал,
4 компрессор,
5 камера сгорания,
6 турбина,
7 выходной аппарат,
8. кинематическая связь,
9 привод запуска,
10 кронштейн,
11 электродвигатель,
12 пропеллер,
13 обтекатель,
14 ресивер,
15 манометр,
16 рукоять «наддув»,
17 трос к исполнительному механизму,
18 рукоять РУД,
19 пружина.
Примененные условные обозначения.
НП - направление полета,
ЧР - чрезвычайный режим (не более 2-х минут),
ВСУ - вспомогательная силовая установка,
РУД - рукоять управления двигателем,
РД - рулежная дорожка.
Авиационный турбореактивный двигатель состоит (см. фиг. 1) из воздухозаборника 1, цилиндрического корпуса 2 в нем по оси размещен вал 3 с последовательно установленными на нем компрессором 4 и за камерой сгорания 5 турбиной 6, выходного аппарата 7, вал 3 имеет кинематическую связь 8 с приводом 9 запуска. В вертикальном сечении воздухозаборника 1 на трех радиальных кронштейнах 10 установлен агрегат наддува (см. фиг. 1 и фиг. 2),кронштейны 10, в поперечном сечении имеют каплевидную форму, острием вперед по НП для уменьшения (исключения) нарастания льда при обледенении. Агрегат наддува, состоит из единой сборки: электродвигателя 11, планетарного редуктора и двухлопастного пропеллера 12 с радиальным зазором 6 - 10 мм менее внутреннего диаметра воздухозаборника 1, снабжен обтекателем 13, не подверженном обледенению, т.к. электродвигатель выделяет тепло при непрерывной работе. Применен компаундный электрический двигатель постоянного тока, ориентировочной мощностью порядка 50-70 квт. непрерывного действия, его сериесная обмотка позволяет обеспечить режим ЧР, а шунтовая в установившемся полете. Для пропеллера 12, работающего в конкретных условиях турбореактивного двигателя требуется экспериментальный подбор характеристик: его хорды, угла атаки, продольной крутки (шага). Замкнутое свободное пространство между плоскостью вращения пропеллера 12, стенкой цилиндрического корпуса 2 и плоскостью первой ступени компрессора и есть ресивер 14. С внутренним пространством ресивера 14 соединен манометр 15, установленный в кабине самолета. Электродвигатель 11 агрегата наддува соединен с бортовой электрической сетью через орган автономного ручного ступенчатого управления рукоятью 16 «наддув» с тросом 17 к исполнительному механизму (см. фиг. 3), Рукоять 16 «наддув» совмещена с органом управления 18 турбореактивным двигателем РУД на самолете так, что позволяет кистью одной руки одновременно управлять и РУД и «наддувом» т.е. подачей в двигатель воздуха и топлива. Рукоять 16 «наддув» может быть выполнена со ступенчатой регулировкой (допустим 3-4 фиксированных положения) или с плавной регулировкой. Крайнее положение «до упора» снабжено противодействующей пружиной 19 и соответствует положению ЧР работе двигателя.
Работа. В замкнутом кольцевом пространстве ресивера 14, агрегат наддува посредством рукояти 16 «наддув» создает давление воздуха, которое контролирует летчик. Давление воздуха, соответствующее значительно большему массовому количеству воздуха чем в окружающей самолет атмосфере, непосредственно воспринимается первой ступенью компрессора 4, увеличивая коэффициент сжатия компрессора, соответственно улучшая все характеристики турбореактивного двигателя. Оптимальный режим работы пары: «пропеллер - компрессор» устанавливается тогда, когда созданное в ресивере давление неизменно и полностью поглощается компрессором, что контролируется неизменным показанием манометра 15 и неизменной величиной электрического тока электродвигателя 11.
Достигается изменение способа запуска турбореактивного двигателя на самолете. Можно отказаться от механической раскрутки вала 3 посредством кинематической связи 8 приводом запуска 9 от ВСУ, бортового аккумулятора или наземного источника электрической энергии. Запуск двигателя осуществляется пневматической раскруткой вала 3 через компрессор 4 агрегатом наддува. При достижении определенных оборотов вала 3, летчик устанавливает рукоятью РУД поступление в двигатель топлива и зажигание, контролируя выход двигателя на нужный режим. В режимах «трогание с места», «трогание с грунта на РД», «трогание с ледяного наста или из сугроба» и т.п., при необходимости летчик выжимает рукоять 16 «наддув» до сжатия пружины 19 режим ЧР на короткое время, при этом турбина не будет испытывать критических температур, т.к. в выходной аппарат 7 будет поступать большее количество воздуха.
Что особенно важно, что принудительный наддув обеспечит работу эффективность применения традиционному авиационному турбореактивному двигателю до границы стратосферы до высот 10.600 м. и более до 12.400 м., что практически не ограничивает в высотности эксплуатацию дальнемагистральных самолетов.
Технико-экономический эффект изобретения в том, что открывается возможность создания нового класса авиационных турбореактивных двигателей с многими улучшенными характеристиками, непосредственно улучшающими качественные характеристики самолета.