Газотурбинный двигатель летательного аппарата

(51)5 Г 02 К 3/О БР ЕНИ ИГАТЕЛЬ ЛЕТАЫЙ ДВАТА. Сущность изобретуществляется в посных между собой осостремительном и(54) ГАЗОТУРБИНН ТЕЛЬНОГО АППАР (57) Использование двигателестроение сжатие воздуха ос вательно соединен диагонально-центр ально-центрострем а для охлаждения и из воздухозаборни ия; доом, диГТД С, Авиационныее, 1974, с. 7,ританииГОСУДАРСТВЕННЫИ КОМИТЕТПО ИЗОБРЕТЕНИЯМ И ОТКРЫТИЯПРИ ГКНТ СССР ОПИСАНИЕ ВТОРСКОМУ СВИДЕТЕЛЬСТВ Изобретение относится к авиационной технике и может быть использовано в газо- турбинном двигателестроении,Известен газотурбинный двигатель, содержащий входное устройство, компрессор, камеру сгорания, турбину и выходное устройство /1/,Недостаток такого технического решения связан с компоновочными ограничениями - при расположении двигателя в хвостовой части фюзеляжа требуются дополнительные переточные каналы подвода воздуха к компрессору, что резко утяжеляет конструкцию и увеличивает габариты узла сочленения двигателя с фюзеляжем самоле- та Известен также газотурбинныи двигатель летательного аппарата, содержащий корпус, воздухозаборник, камеру сгорания, закрепленные на контрроторных дисках лопатки центростремительного компрессора, соединенные посредством концентричных валов с дисками контрроторной турбины, лопатки осевого компрессора, закрепленные на одном из дисков центростремительного компрессора, расположенное в выходном устройстве центральное тело /2/. ительном компрессорах,пользуется забираемыйа воздух. 1 ил,У такого двигателя центростремительный компрессор и осевой находятся в параллельной компоновочной связи, чем снижается энергосодержание сжатого воздуха, вводимого в камеру сгорания, вследствие чего существенно теряется экономичность двигателя,Цель изобретения - повышение экономичности газотурбинного двигателя летательного аппарата эа счет уменьшения расхода топлива, а также массы и размеров двигателя,Для достижения поставленной цели двигатель по прототипу /2/ снабжен диагональноцентростремительным компрессором, вход которого подключен к выходу осевого компрессора, а выход- к входу центростремительного, его лопатки закреплены на контрроторных дисках центростремительного компрессора, в центральном теле выполнены сквознье каналы, подключенные на входе к полости между концентричными валами, а на выходе - к выходному устройству, диски компрессоров и турбины на участке между концентричными валами выполнены перфорированными и установлены в корпусе с образованием каналов охлаждения компрессоров, подключенных навходе к еоздухозаборнику, а на выходе, врайоне входа в камеру сгорания, - к полостимежду концетричными валами, и к и о л о сти между корпусом и камерой 5с г о р а н и я с т у р б и н о й. Двигательснабжен свободной контрроторной турбиной и винтами, закрепленными на периферии ее лопаток.На чертеже изображен газотурбинный 10двигатель, продольный разрез.Двигатель содержит корпус 1, воздухозаборник 2, камеру сгорания 3, закрепленные на контрроторных дисках 4 и 5 лопатки6 и 7 центростремительного компрессора 8, 15концентричные валы 9 и 10, диски 11 и 12,контроторную турбину 13, лопатки 14 и 15осевого компрессора 16, центральное тело17, диагональноцентростремительный компрессор 18 с лопатками 19 и 20, сквозные 20каналы 21 в центральном теле, перфорацию2 в дисках связи контрроторных валовмежду собой, каналы 23 и 24 охлаждениякомпрессоров, подключенных на выходе кполостям 25 и 26, свободную контрроторную турбину 27 с винтами 28 на ее периферии, вал 29 свободной турбины, элементыкрепления 3, воздухозаборника к хвостовойчасти 31 фюзеляжа самолета,Изобретение иллюстрируется следующим примером.Воздухозаборник 2 размещен на периферии хвостовой части 31 самолета. За нимв направлении движения газовоздушногопотока размещены осевой, диагональноцентростремительнй и радиальноцентростремительный компрессоры. Выходнойучасток последнего подсоединен к входному участку камеры сгорания 3, а за ней расположены контрроторная турбина, 40свободная контрроторная турбина с винтами на ее периферии и центральное тело 17в выходном устройстве, При этом за счетпоследовательного соединения всех компрессоров резко повышается давление в 45сжимаемом воздухе, что повышает топливную экономичность двигателя; за счет расположения компрессоров в переточных каналах связи камеры сгорания с атмосферой при периферийном расположении воздухозаборника по отношению к хвостовой части фюзеляжа уменьшаются масса и размеры двигателя с узлом его крепления к фюзеляжу; за счет охлаждения компрессора и камеры сгорания с турбиной уменьшаются затраты энергии на собственные нужды и повышается термический КПД двигателя; за счет выпуска через каналы 21 отработанного охлаждающего двигатель воздуха на оси выходного устройства дополнительно увеличивается его тяга,Формула изобретения 1. Газотурбинный двигатель летательного аппарата, содержащий воздухозаборник, корпус, размещенные в нем с образованием полости, камеру сгорания, закрепленные на контрроторных дисках лопатки центростремительного компрессора, соединенные посредством концентричных валов с дисками контрроторной турбины, лопатки осевого компрессора, закрепленные на одном иэ дисков центростремительного компрессора, расположенное в выходном устройстве центральное тело, о тлича ющийся тем,что,сцельюповышения экономичности, двигатель снабжен диагонально-центростремительным компрессором, вход которого подключен к выходу осевого компрессора, а выход - к входу центростремительного, его лопатки закреплены на контрроторных дисках центростремительного компрессора, в центральном теле выполнены сквозные каналы, подключенные на входе к полости между концентричными валами, а на выходе - к выходному устройству, диски компрессоров и турбины на участке между концентричными валами выполнены перфорированными и установлены в корпусе с образованием каналов охлаждения компрессоров, подключенных на входе к воздухозаборнику, а на выходе в районе входа в камеру сгорания, - к полости между концентричными валами и к полости между корпусом и камерой сгорания с турбиной,1763695 Составитель П,ХлопенкоТехред М.Моргентал а кто р Г. Бел ьска орректор Э.Лончаков ГКНТ ССС Прои твенно-издательский комбинат "Патент", г. Ужгород, ул,Гагарина, 101 Заказ 3440 Тираж ПодписноеВНИИПИ Государственного комитета по изобретениям и открытиям113035, Москва, Ж, Раушская наб 4/5