двигатель

Формула изобретения

ДВИГАТЕЛЬ, содержащий турбокомпрессорный контур, включающий многоступенчатый компрессор с лопатками и разделительным устройством, установленным на его выходе, камеру сгорания и турбину с лопатками, подключенный к разделительному устройству тяговоздушный контур с соплом Лаваля и камерой сгорания, имеющей зону подачи вторичного воздуха, и трубопровод отбора сжатого воздуха, отличающийся тем, что, с целью расширения диапазона режимов работы, тяговоздушный контур снабжен заслонкой, установленной перед соплом Лаваля, при этом компрессор выполнен биротативным, камера сгорания турбокомпрессорного контура - кольцевой, разделительное устройство - лопаточно-кольцевым, лопатки турбины установлены на периферии лопаток компрессора, а трубопровод отбора сжатого воздуха подключен к тяговоздушному контуру в зоне подачи вторичного воздуха камеры сгорания.

Описание изобретения к патенту

Изобретение относится к воздушным турбореактивным двигателям, а именно к двигателям, выполняющим функции разгонного двигателя и вспомогательной силовой установки для самолетов средней и большой протяженности авиалиний.

В качестве прототипа выбран патент Великобритании N 1201526, кл. FIJ опублик. 1968. Однако такой двигатель имеет достаточный диапазон работы.

Цель изобретения - расширение диапазона режимов работы.

Это достигается тем, что воздух после компрессора при помощи лопаточно-кольцевого разделительного устройства делится на два потока, один из которых поступает в камеру сгорания турбокомпрессорного контура, а другой - в камеру сгорания тяговоздушного контура. На взлете, в наборе высоты и при отказе основного двигателя тяговоздушный контур работает в режиме создания максимально возможной тяги, при этом в камере сгорания тяговоздушного контура происходит стехиометрическое сгорание топлива, что соответствует максимальной температуре цикла, не ограниченной конструктивно-технологическими возможностями турбины. Бортовой запуск сжатым воздухом самолетных систем основных двигателей на земле и в полете, обеспечение сжатым воздухом самолетных систем на земле и в полете происходит при "холодном" тяговоздушном контуре. Обеспечение электроэнергией может происходить как при включенном, так и при "холодном" тяговоздушном контуре.

На чертеже изображен продольный разрез предлагаемого двигателя.

Он содержит бироторный многоступенчатый осевой компрессор 1, противоточную кольцевую камеру сгорания 2 турбокомпрессорного контура, двухступенчатую турбину 3, выхлопной патрубок 4, лопаточно-кольцевое разделительное устройство 5, топливный коллектор 6 турбокомпрессорного контура, кольцевую камеру сгорания 7 тяговоздушного контура, топливный коллектор 8 тяговоздушного контура, сопло Лаваля 9, фланцы отбора воздуха 10, синхронизирующую коническую шестерню 11, рессору коробки приводов агрегатов 12.

Бироторный турбокомплекс выполнен из двух роторов, не имеющих спрямляющих аппаратов. На периферии последних ступеней компрессора расположены лопатки турбин, не имеющих собственных дисков. Роторы турбокомпрессора двухопорные: передней опорой служат радиально-упорные шарикоподшипники, опорами задних цапф - pоликоподшипники. Уплотнения опор контактноторцевые. Синхронизация роторов происходит через коническую шестерню.

Предложенное устройство работает следующим образом.

При работе в режиме создания тяги заслонка 13 открыта, заслона 14 закрыта; при отборе сжатого воздуха на "холодном" тяговоздушном контуре заслонка 13 закрыта, заслонка 14 открыта.

Технико-экономическая эффективность предложенного двигателя заключается в расширении его функциональных возможностей, т.е. применения его как в качестве ВСУ с отбором сжатого воздуха, так и в качестве разгонного двигателя для увеличения грузоподъемности, скороподъемности и предотвращения аварийных летных происшествий при отказе маршевого двигателя.