авиационный газотурбинный двигатель

Формула изобретения

АВИАЦИОННЫЙ ГАЗОТУРБИННЫЙ ДВИГАТЕЛЬ, содержащий турбокомпрессорный ротор с опорами из комбинации двух радиальных подшипников качения и газового, оснащенных шарнирно-опертыми вкладышами, и одного двустороннего упорного газового подшипника и связанные с ними системы их масляной и газовой смазок, отличающийся тем, что турбокомпрессорные роторы установлены на радиально-упорные газовые подшипники, образованные либо поверхностями компрессорных или турбинных роторных цапф и ответными поверхностями газоподводящих коллекторов подшипниковых корпусов, закрепленных жестко на корпусе двигателя через гидравлически связанные с объемами этих коллекторов оснащенные штуцерами полые лопатки направляющего, спрямляющего и соплового аппаратов, либо поверхностями ободов, образованных бандажными полками компрессорных или турбинных лопаток и ответными поверхностями элементов корпуса двигателя с герметично закрепленными на них газоподводящими, снабженными штуцерами коллекторами, а в трубопроводную систему обеспечения их работоспособности включены газоподводящая магистраль неавтономного питания, содержащая бортовой штуцер подключения наземного источника сжатого газа, фильтр, влагоотделитель, обратный клапан, перекрывной кран, бортовые баллоны, манометр, электромагнитный клапан с последовательно включенными в его электрическую цепь электровыключателями системы запуска и кинематически связанного с ротором центробежного регулятора, подключенный через обратный клапан приводной от ротора двигателя воздушный компрессор, и газоподводящая магистраль автономного питания, подключенная к компрессору двигателя и содержащая фильтр-влагоотделитель, редукционное устройство, обратный клапан и связанную с ней через обратный клапан магистраль подвода сжатого скоростным напором газа, включающую воздухозаборник, датчик-включатель, электромагнитный клапан, управляемый по командам датчика-включателя, при этом газовые подшипники выполнены с коническими несущими поверхностями, углы конусности которых в паре на каждом роторе выбраны противоположно отклоненными по отношению к оси двигателя, а газоподающие магистрали автономного и неавтономного питания подсоединены к штуцерам газоподающих коллекторов и полых лопаток направляющего, спрямляющего и соплового аппаратов через золотниковый переключатель магистралью, в которую включен пневмоаккумулятор.

Описание изобретения к патенту

Изобретение относится к авиационному двигателестроению и может быть использовано в конструкторских бюро по их проектированию.

Известны различные конструкции авиационных газотурбинных двигателей, выполненных по различным роторным схемам. Основным недостатком таких двигателей является опирание роторов турбокомпрессоров, как правило, на подшипники качения. Использование же последних требует для их надежной смазки и охлаждения применения в конструкциях двигателей пожароопасных и ограниченных по теплонапряженности масляных систем. Кроме смазки подшипников качения эти системы также используются для смазки зубьев шестерен, шлиц рессор, сферических элементов соединительных муфт, что снижает потери мощности на трение и повышает надежность их работы. Но смазка последних это вспомогательная функция масляных систем. Основное же их назначение смазка и охлаждение подшипников качения роторов двигателей.

Применение маслосистем для обеспечения работоспособности опор на подшипниках качения и газотурбинных двигателях связано также с их пожароопасностью и существенно ограничивает их надежность и ресурс работы, особенно за счет средних межвальных подшипниковых опор в двигателях с многороторными схемами. Разрушение таких опор в двигателях, как правило, приводит к катастрофе и связано как с большим числом жертв, так и с дополнительными расходами по доработке двигателей. Кроме того, применение таких подшипников связано со значительным усложнением конструкции самого двигателя, оснащенного маслосистемой, и реализацией на двигателях дополнительных конструктивных мероприятий по снижению теплонапряженности самих подшипниковых узлов из-за ограниченности допускаемых для существующих масел предельных рабочих температур.

В то же время известно, что газовые подшипники по сравнению с подшипниками качения обладают рядом преимуществ и, в частности, сохранением работоспособности при высоких температурах, характерных именно для газотурбинных двигателей.

Применение таких подшипников на малогабаритных газотурбинных двигателях известно. Наиболее близким по технической сущности к предлагаемому решению является известный малогабаритный авиационный двигатель (прототип) с ротором из двухступенчатого центрального компрессора и одноступенчатой радиальной турбины, которая опирается на два радиальных подшипника с тремя шарнирно-опертыми самоустанавливающимися вкладышами, а для восприятия осевых усилий использован двусторонний упорный газовый подшипник, расположенный между первой и второй ступенями компрессора. Один из радиальных подшипников со стороны турбины выполнен воздушным, тогда как второй на переднем конце вала (т. е. компрессорный) выполнен в виде подшипника качения. Таким образом в конструкции этого экспериментального двигателя исследовалась работоспособность двух видов газовых подшипников двустороннего упоpного и радиального турбинного, работающего в теплонапряженных условиях.

Недостатком такого двигателя является применение газовых подшипников только в одном теплонапряженном узле турбины при использовании в узле компрессора известных подшипников качения. Это усложняет конструкцию двигателя из-за применения комбинированной системы смазки. Кроме того, у такого двигателя усложняется его конструкция и наблюдается увеличение его массы из-за раздельного применения как радиальных, так и осевых газовых подшипников. К недостаткам следует также отнести полное отсутствие конструктивных сведений о системе газового питания его подшипников, обеспечивающей автономную работоспособность двигателя на всех возможных режимах его эксплуатации. Кроме того, использование газовых подшипников при малых радиусах их несущих поверхностей связано с ограничением несущей способности газовых подшипников, что также связано с увеличением их массы при заданной загруженности.

Целью изобретения является снижение пожароопасности двигателя, упрощение и облегчение его конструкции, повышение надежности и улучшение условий эксплуатации.

Поставленная цель достигается тем, что в авиационном газотурбинном двигателе, содержащем турбокомпрессорные роторы, оснащенные в том числе и лопатками, бандажированными полками, входные направляющие, спрямляющие и сопловые аппараты с полыми лопатками, включенными в силовой корпус роторных опор, выполненных на подшипниках качения или в комбинации их с радиальным разовым подшипником турбины и двусторонним упорным газовым подшипником с системами их смазки, роторные опоры выполнены в виде газовых подшипников с коническими несущими поверхностями, углы конусности которых в паре на каждом роторе выбраны противоположно отклоненными по отношению к оси двигателя, а сами газовые подшипники образованы поверхностями компрессорных или турбинных цапф роторов и ответными, оснащенными газоподводящими жиклерами и коллекторами поверхностями корпусов подшипников, закрепленных на корпусе двигателя либо непосредственно, либо через гидравлически связанные с коллекторами этих корпусов подшипников полые лопатки направляющего, спрямляющего или соплового аппаратов и подключенных к питающей магистрали высокого давления через выход переключателя с двумя входами, к одному из которых включены через обратные клапаны магистрали как с редукционным устройством, фильтром, штуцером отбора воздуха из-за компрессора двигателя, так и с редукционным устройством, фильтром, электромагнитным клапаном, датчиком-включателем, управляющим по величине скоростного напора открытием-закрытием электромагнитного клапана, и заборником скоростного напора, а к другому входу подключены магистрали как с электромагнитным клапаном, управляемым по сигналам связанного с ротором двигателя центробежным регулятором, редукционным устройством, баллоном высокого давления с манометром и бортовой системой его подзарядки, так и через обратный клапан магистраль с приводным от ротора двигателя воздушным компрессором, при этом в электрическую систему электромагнитного клапана, управляемого по сигналам, связанного с ротором двигателя центробежного регулятора, включен электровыключатель, управляемый системой запуска.

Сопоставительный анализ с прототипом показывает, что предлагаемый двигатель отличается применением

спаренных на каждом роторе конических газовых подшипников, способных нести комбинированную радиально-осевую нагрузку, а в паре обеспечивать разгрузку роторов от осевых сил;

бандажированных полками компрессорных и турбинных лопаток, у которых образованные полками ободы используются в качестве опорных поверхностей газовых подшипников;

гидравлически связанных с опорными коллекторами газовых подшипников полых лопаток направляющих, спрямляющих и сопловых аппаратов двигателя, используемых как в качестве газоподводящих магистралей газовых подшипников, так и трактов воздушного охлаждения, что особенно важно для лопаток сопловых аппаратов. На входных направляющих аппаратах эти тракты используются в качестве антиобледенительных систем;

комбинированной автоматизированной в управлении автономной системы газоснабжения газовых подшипников двигателя, обеспечивающих его работоспособность при различных условиях эксплуатации, а именно при запуске, остановке и пониженных условиях работы от баллонов или приводного от ротора двигателя компрессора; в полете от скоростного напора или за счет отбираемого из-за компрессора двигателя воздуха.

Все это позволяет сделать вывод о том, что предлагаемый двигатель соответствует критерию изобретения "новизна".

Сравнение предлагаемого решения не только с прототипом, но и с другими техническими решениями в данной области техники показывает, что газовые подшипники, в том числе и конические, известны, но их применение в конструкциях газотурбинных двигателей до сих пор не использовалось, тем более в паре на роторах с противоположными углами конусности, выбираемыми из условия осевой разгрузки роторов; бандажирование лопаток турбины и компрессора полочками является известным решением, но эти полки являлись до сих пор антивибрационным мероприятием или применялись для уменьшения концевых перетеканий. Применение образованного полками обода в качестве опорной поверхности газового подшипника неизвестно и в качестве технического решения предлагается впервые; полые лопатки входных направляющих, спрямляющих и сопловых аппаратов известны, но полости этих лопаток использовались только в качестве тракта для прохода охлаждающего воздуха, который затем просто выбрасывался в газодинамический тракт двигателя. В предлагаемом решении тракты полых лопаток используются также дополнительно в качестве магистралей подвода газовой смазки к газовым подшипникам.

В направляющих аппаратах полости полых лопаток использовались до сих пор только для прохода горячего воздуха и выполнения тем самым антиобледенительной функции. В предлагаемом же решении эти полости используются также в качестве магистралей подвода воздушной смазки к подшипникам, а сам воздух дополнительно используется еще и в качестве газовой смазки. Все это повышает коэффициент использования отбираемого из-за компрессора воздуха.

Результаты проведенного такого сравнения позволяют сделать вывод о соответствии предлагаемого решения критерию "существенные отличия".

Изобретение поясняется чертежом, на котором представлен продольный разрез двухвального газотурбинного двигателя на газовых подшипниках с принципиальной схемой подвода газа к ним.

Газотурбинный двигатель состоит из образованных ступенью компрессора и турбины роторов низкого 1 и высокого 2 давлений, каждый из которых выполнен по двухопорной схеме и опирается на газовые подшипники, соответственно 3,4 и 5,6. Подшипники для восприятия осевых усилий имеют конические несущие поверхности, что делает их радиально-упорными.

Подшипники каждого ротора имеют противоположные углы наклонов опорных поверхностей, что обеспечивает восприятие осевых сил роторов.

Конструкция переднего газового подшипника 3 компрессора низкого давления образована закрепленной на роторе 1 цапфой 7, опирающейся на внутренний обод 8 герметично полого коробчатой конструкции коллектора входного направляющего аппарата. Он через полые лопатки 9 входного направляющего аппарата передает с ротора 1 опорную нагрузку на корпус 10 входного направляющего аппарата, входящий в состав корпуса двигателя. В опорной части внутреннего обода 8, обращенной своей поверхностью к опорной части цапфы 7, выполнены два ряда дросселирующих отверстий, связанных с внутренней полостью коробчатого коллектора. Вместе с этой полостью внутреннего обода 8 полыми лопатками 9 входного направляющего аппарата и газоподводящим штуцером a корпуса 10 входного направляющего аппарата они образуют канал, обеспечивающий подвод газа к газовому подшипнику 3.

Передний газовый подшипник 5 второго каскада компрессора высокого давления образован поверхностью коробчатого коллектора корпуса 11 компрессора, имеющего газоподводящий штуцер а, и образующими бандаж полками 12 лопаток 13 первой ступени компрессора высокого давления ротора 2. В нагретом состоянии эти полки 12 образуют единый бандаж, опирающийся на поверхность внутренней конической обечайки коробчатого коллектора корпуса 11, также перфорированной двумя рядами дроссельных отверстий, образующих с этой коллекторной полостью корпуса 11 и его газоподводящим штуцером а канал подвода газа к подшипнику 5.

Турбинные газовые подшипники 4, 6 роторов соответственно 2 и 1 аналогичны по конструкции и образованы коробчатыми коллекторами корпусов 14,15 подшипников, являющихся одновременно внутренними ободами полых лопаток сопловых аппаратов соответственно 16 и 17, опирающихся на наружные корпуса сопловых аппаратов соответственно 18, 19, оснащенных каждый газоподводящими штуцерами а. Внутренние части коробчатых коллекторов корпусов 14, 15 подшипников 4, 5 включают в себя конические, перфоцированные двумя рядами дросселирующих отверстий силовые кольца, образующие несущие поверхности этих подшипников, опирающиеся на закрепленные на дисках турбины опорные цапфы 20, 21.

Подводящие штуцеры а наружных корпусов 18, 19, полости полых лопаток 16, 17 сопловых аппаратов и коробчатые коллекторы корпусов 14, 15 также образуют газоподводящие каналы, обеспечивающие потребный подвод газовой смазки для работы газовых подшипников 4, 6.

Отверстие полого ротора 1 газотурбинного двигателя может использоваться как канал для прохождения встречного (в полете) потока воздуха. Такая продувка требует выполнения с внутренними отверстиями и кока 22 входного устройства 23, и диска турбины ротора 1, и внутренней конической обечайки 24 выходного устройства 25.

Проходимый через внутреннюю полость ротора 1 воздух может использоваться как для улучшения тяговых характеристик двигателя, так и для охлаждения узлов турбины, чтобы повысить теплонапряженность двигателя. В случае отсутствия необходимости такой продувки кок 22 входного устройства 23 может быть выполнен в варианте, закрывающем внутреннюю полость ротора 1 (показан пунктиром).

Для обеспечения работы систем обслуживания газотурбинного двигателя на нем предусмотрена установка различных по своему назначению агрегатов и систем, требующих привода. Эти агрегаты могут приводиться во вращение от ротора 1 или 2. Как вариант, на чертеже представлен привод от ротора 1. Через пару связанных с ним конических шестерен 26, рессору 27 вращение передается на привод воздушного компрессора 28. Через вторую пару конических шестерен 29, связанных с рессорой 27, вращение передается на центробежный толкатель 30, управляющий работой электровыключателя 31 системы управления подачей газа к газовым подшипникам.

Газоподводящая система двигателя обеспечивает газовую смазку его подшипников, причем производит это как от наземного или бортового источника сжатого газа, так и за счет использования отбора сжатого газа из-за компрессора двигателя или в полете от воздействия скоростного напора. Она включает в себя бортовой штуцер 32 подключения наземного источника сжатого газа, фильтры-влагоотделители 33 с автоматическим спуском конденсата, обратные клапаны 34, перекрывной кран 35, бортовые баллоны 36, манометр 37 контроля давления газа в бортовых баллонах, редукционные устройства 38, обеспечивающие снижение давления газа до потребных величин, электромагнитные клапаны 39 с электрической цепью подачи тока к ним, переключатель 40, датчик-включатель 41 скоростного напора, электрически связанный с электромагнитным клапаном 39 цепи скоростного напора, заборник 42 скоростного напора q, штуцеры корпусов компрессора и турбины, штуцер корпуса компрессора, трубопроводы 42 связи вышеперечисленных агрегатов в единую газовую систему. В электрическую цепь управления электромагнитным клапаном 39 магистрали подвода газа от бортовых баллонов 36 включен также нормально разомкнутый электровыключатель 43 системы запуска газотурбинного двигателя.

Газотурбинный двигатель на подшипниках с газовой смазкой работает следующим образом. Перед запуском двигателя производится дозарядка газом баллонов 36 цепи высокого давления газоподводящей системы. Для этого источник сжатого газа присоединяется к системе через бортовой штуцер 32 и газ через фильтр-влагоотделитель 33, открываемый обратный клапан 34 подводится к баллонам 36 и манометру 37. При закрытом электромагнитном клапане 39, электрическая цепь которого обесточена, и обратном клапане 34 цепи подвода газа в систему от компрессора 28 магистраль высокого давления получается замкнутой, что и обеспечивает ее зарядку до потребного диапазона давлений, контролируемых по манометру 37. При запуске двигателя, убедившись в наличии сжатого газа в баллонах 36 и в заряженности бортовых аккумуляторов, запускающий нажимает кнопку "Запуск". При этом электровключатель 43 системой запуска включается и замыкает через замкнутый электровыключатель 31 электрическую цепь питания электромагнитного клапана 39. Последний срабатывает и открывает подвод газа к левому штуцеру переключателя 40 с давлением, снижаемым от давлений зарядки до потребных редукционным устройством 38. Переключатель 40 переключается в положение подвода газа от его нижнего штуцера к штуцерам а связи двигателя с газоподводящей системой. От них газ-смазка подводится к газовым подшипникам 3,4,5,6.

К подшипнику 3 газ-смазка от штуцера а подводится через полости полых лопаток 9, коллекторную полость внутреннего обода 8 входного направляющего аппарата к двум его рядам дроссельных отверстий и через них в зазор подшипника, образованный внутренней частью обода 8 и наружной частью цапфы 7 ротора 1.

К подшипнику 5 газ-смазка подводится от штуцера а корпуса 11 компрессора через полость его коробчатого коллектора, дроссельные отверстия конической обечайки, корпуса 11 в зазор подшипника, образуемый этой конической обечайкой и бандажом из полок лопаток 13.

К турбинным подшипникам 4,6, конструктивно аналогичным, газ-смазка от штуцеров а наружных корпусов 18, 19 сопловых аппаратов поступает в связанные между собой полости полых лопаток 16, 17 и коробчатых коллекторов корпусов 14, 15 и из последних через отверстия перфорации их конических силовых колец в зазор между этими кольцами и наружными поверхностями опорных цапф 20, 21.

Подвод газа в зазоры подшипников обеспечивает всплытие роторов 1, 2 до образования в подшипниках рабочих зазоров. В это время к роторам прикладывается пусковой вращающий момент, обеспечивающий их раскрутку и выход двигателя на режим "малый газ". Приводимый во вращение от ротора компрессор 28 будет осуществлять подкачку сжатым воздухом баллонов 36, компенсируя как израсходованный запас сжатого воздуха, так и обеспечивая смазку подшипников в режиме баллонно-компрессорной смазки.

На определенных оборотах осевой компрессор двигателя обеспечивает сжатие воздуха до таких давлений, которые способны обеспечить смазку подшипников от этого сжатого осевым компрессором воздуха. Отбор его осуществляется от штуцера корпуса компрессора, откуда он по трубопроводам 42 поступает через фильтр-влагоотделитель 33, редукционное устройство 38, обратный клапан 34 к правому штуцеру переключателя 40.

На этих оборотах приводимый во вращение от ротора двигателя центробежный толкатель 30 размыкает электрическую цепь питания электромагнитного клапана 39. Последний выключается и перекрывает доступ воздуха к левому штуцеру переключателя 40. При падении на нем давления автоматически дежурящим на правом штуцере давлением воздуха переключатель 40 переключит питание подшипников от компрессора двигателя. В этом случае компрессор двигателя сам становится источником питания газом-смазкой своих подшипников (режим компрессорного питания). При этом двигатель становится автономным по газовой смазке, сам себя обеспечивая ею.

В эту же систему подключена через обратный клапан 34 система питания газовых подшипников скоростным напором q. Поступающий через заборник 42 воздух с давлением от скоростного напора при определенных его величинах через датчик-включатель 41 включает электрическую цепь электромагнитного клапана 39. Последний срабатывает и открывает доступ сжатого скоростным напором воздуха через фильтр-влагоотделитель 33, дросселирующее устройство 38 к обратному клапану 34. Если в полете летчик задросселировал двигатель и давление воздуха за компрессором упало ниже давления скоростного напора, то обратный клапан 34 этой цепи скоростного напора открывается и, закрывая обратный клапан 34 цепи компрессорного питания, обеспечивает через переключатель 40 его поступление на смазку газовых подшипников (режим скоростного питания). Таким образом автономное питание подшипников в полете возможно как компрессорное, так и скоростное, и переход с одного на другой при изменении режимов полета и работы двигателя происходит автоматически.

Предусматривается возможность ручного или автоматического отключения цепи электрического питания клапана 39 системы скоростного питания в тех случаях, когда этот режим нежелателен.

В принципе возможна установка электромагнитного клапана 39 и в цепь компрессорного питания для осуществления возможности его отключения на тех режимах, когда по каким-либо причинам отбор воздуха из-за компрессора нежелателен.

При выключении двигателя после падения оборотов ниже оборотов выключения электровыключателя 31 центробежный толкатель снова включает этот выключатель. При этом электромагнитный клапан 39 включается и открывает доступ воздуха из баллонов 36 к переключателю 40. Он сравнивает подводимые к его левому и правому штуцерам давления. Как только на нем давление за компрессором упадет ниже подводимого из цепи баллонов 36, он переключит смазку подшипников на режим баллонного питания, который будет обеспечивать работу подшипников вплоть до остановки роторов. После обесточивания бортовой электросети электровыключатель 43 выключится, что приведет к выключению электромагнитного клапана 39, перекрытию этой цепи и исключению расхода воздуха из баллонов 36.

Если требуется охлаждение компрессора и турбины остановленного двигателя, то эту газоподводящую систему с питанием от баллонов можно в принципе использовать для режима охлаждения.

При запуске выключившегося в полете двигателя смазка газом его подшипников будет обеспечиваться либо за счет скоростного напора, либо за счет баллонного питания, так как на оборотах авторотации роторов приводимый от них компрессор 28 будет непрерывно подзаряжать баллоны 36.

Поскольку воздух из-за компрессора двигателя по сравнению с входным является достаточно горячим, то его проток через полые лопатки входного направляющего аппарата обеспечивает параллельно с газовой смазкой еще и выполнение антиобледенительной функции для входного направляющего аппарата, причем без дополнительных конструктивных мероприятий, используя те же агрегаты.

Для лопаток же соплового аппарата, наиболее теплонапряженных, воздух из-за компрессора является достаточно холодным. Поэтому его проток через полые лопатки соплового аппарата обеспечивает параллельно с газовой смазкой подшипников еще и охлаждение этих лопаток. Частичный же отвод этого газа в поток через щели задних кромок лопаток сопловых аппаратов позволяет снизить температуру поступающего на турбинные лопатки потока, что снижает и температуру лопаток турбины. В принципе это позволяет повысить температуру перед сопловым аппаратом, что улучшит характеристики двигателя.

Прошедший через газовые подшипники воздух или же поступающий на них может использоваться также для уже известных назначений, т.е. для охлаждения наиболее теплонапряженных элементов двигателя, антиобледенительных систем входных устройств или же для разгрузки роторов от осевых сил.

Опорной частью газового подшипника может быть и обод, обpазованный полками турбинных лопаток, когда разгрузка лопаток от центробежных сил окажется целесообразнее охлаждения воздухом лопаток соплового аппарата.

Таким образом, применение газовых подшипников позволяет повысить коэффициент использования отбираемого из-за компрессора воздуха и применять его не только для охлаждения (в основном), но и в качестве газовой смазки газовых подшипников.

Оценка технико-экономической эффективности предлагаемого решения требует проведения некоторых прикидочных расчетов. По ним, в частности, можно определить расход газа для обеспечения газовой смазки подшипников. Такой расчет проводился для турбовентиляторного двигателя типа Д-36 с расходом воздуха через турбокомпрессор примерно 40 кГ/с на крейсерском режиме и 10 кГ/c на малом газе, зазоре в подшипнике около 50 микрон, четырех подшипниках диаметром в 1 м (что взято в запас, поскольку два подшипника на схеме заявленного двигателя значительно меньшего диаметра) при средних значениях давления воздуха в 4 атм.

При этих условиях массовый расход воздуха (на газовые подшипники) получается 0,03 кГ/с, что от расхода воздуха на малом газе составляет всего 0,3% а от расхода на крейсерском режиме всего 0,075%

При величинах суммарного расхода воздуха на охлаждение до 10-15% расходы газа на воздушную смазку, как видно, намного меньше и укладываются в существующие на практике пределы отбираемого для охлаждения воздуха, который теперь будет нести и дополнительную функцию газовой смазки.

Учет повышенной температуры газа на газовых подшипниках, особенно турбинных, а также меньших диаметров двух подшипников ротора позволит получить существенно меньшими расходы воздуха на газовую смазку даже при больших допустимых зазорах в газовых подшипниках. Вместе с тем следует отметить, что при полном отсутствии исследований по газовым подшипникам больших диаметров получение уточненных характеристик для таких газовых подшипников требует проведения специальных исследований.

Расчетом можно оценить и емкость баллонов со сжатым воздухом, необходимым для обеспечения запуска предлагаемого двигателя.

При времени выхода двигателя на малый газ около 1 мин и полученном расходе газовой смазки 0,03 кГ/с для обеспечения запуска двигателя требуется массовый расход воздуха 1,8 кГ. При средней температуре газовой смазки на всех подшипниках в 400^оК и давлении в баллонах, равном 200 атм, потребная величина объема баллона с газовой смазкой, обеспечивающего запуск двигателя, равна примерно 11 л (это без учета подкачки газа от приводного компрессора). Такая величина для современного самолета вполне приемлема на случай обеспечения автономного запуска в полевых условиях. В обычных же условиях стационарных аэродромов такой запуск может обеспечиваться от автомобильного воздухозаправщика или от системы централизованного снабжения сжатым воздухом.

Время выбега ротора двигателя на газовых подшипниках вообще должно быть гораздо большим, чем на подшипниках качения, если не учитывать отбор энергии от ротора на привод агрегатов. С учетом привода агрегатов время выбега можно считать равным времени выхода двигателя на малый газ при запуске. Поэтому полученного расчетом объема баллонов будет хватать и для обеспечения остановки двигателя на газовой смазке.

Замена маслосистемы на систему газовой смазки приведет к экономии недешевого масла. Так, для двигателя Д-36 с емкостью маслосистемы объемом в 16 л расход масла составит 0,3 л/ч. При годовом налете одного двухдвигательного самолета типа Ан-72 порядка 1000 ч расход масла марки ИПМ-10 составит около 600 л. Отсутствие установившихся данных по его стоимости, к сожалению, не позволяет оценить в денежном выражении получаемую экономию.

Следует также отметить, что использование газовой смазки сделает работоспособность двигателя не зависящей от низких или высоких температур окружающего воздуха. Кроме того, при этом устраняется возможность кавитации, характерная для маслосистем, что также повышает надежность ее работы в высотных условиях. Важно также то, что использование в авиации двигателей без расходных маслосистем улучшает экологию.