RU2264553C1 - Turbojet engine - Google Patents

Abstract

FIELD: mechanical engineering; turbojet engines.

SUBSTANCE: proposed turbojet engine contains the following devices successively installed in housing: air intake, axial-flow compressor and gas turbine, and combustion chamber and reaction nozzle. Rotors of axial-flow compressor and gas turbine are secured on shafts interconnected by gear-type reverser made in form of planetary reduction gear. Drive gear wheel of planetary reduction gear secured on turbine shaft is meshed through skew gearing with planet pinions installed separately of fixed supports. End face stage of planet pinions is mechanically closed with driven internal gear wheel secured on compressor shaft holder, thus forming skew drive of rotation opposite to rotation of above-indicated skew drive gear wheel-planet pinion gearing.

EFFECT: increased service life of turbojet engine.

2 dwg

Description

Изобретение относится к турбореактивным двигателям летательных аппаратов с газовой турбиной, приводящей в действие компрессор, роторы которых имеют встречное направление вращения.The invention relates to turbojet engines of aircraft with a gas turbine driving a compressor, the rotors of which have an opposite direction of rotation.

Уровень техники данной области характеризует выбранный в качестве наиболее близкого аналога по технической сущности и числу совпадающих признаков турбореактивный двигатель летательных аппаратов, описанный в патенте RU 2151900 С1, F 02 K 3/00, F 01 D 1/30, 2000 г., который содержит установленные соосно последовательно в корпусе регулируемый воздухозаборник, осевой компрессор и газовую турбину, роторы которых укреплены на связанных через зубчатый механизм реверсирования валах, а также камеру сгорания и реативное сопло.The prior art of this field characterizes the turbojet aircraft engine selected as the closest analogue in technical essence and the number of matching features described in patent RU 2151900 C1, F 02 K 3/00, F 01 D 1/30, 2000, which contains An adjustable air intake, an axial compressor and a gas turbine mounted coaxially in series in the housing, the rotors of which are mounted on shafts connected through a gear reversal mechanism, as well as a combustion chamber and a jet nozzle.

Особенностью известного турбореактивного двигателя является соизмеримость масс компрессора и турбины.A feature of the known turbojet engine is the commensurability of the masses of the compressor and turbine.

Механизм реверсирования, который обеспечивает безынерционные синхронные изменения направлений вращения кинематически связанных компрессора и турбины, необходимые для пилотирования и маневрирования летательного аппарата, выполнен в виде зубчатого конического многозвенника, вал сателлитов которого установлен в неподвижных опорах корпуса.The reversal mechanism, which provides inertialess synchronous changes in the directions of rotation of the kinematically connected compressor and turbine, necessary for piloting and maneuvering the aircraft, is made in the form of a gear conical multi-link, the satellite shaft of which is installed in the fixed bearings of the hull.

Валы осевого компрессора и газовой турбины выполнены полыми, внутри которых коаксиально помещена несущая ось, опирающаяся обоими концами на пилоны корпуса, распределенно воспринимающая без перегрузки элементов опоры и вращения роторов компрессора и турбины несимметричные аэродинамические нагрузки при полете.The shafts of the axial compressor and gas turbine are hollow, inside of which the supporting axis is coaxially placed, resting on both ends of the pylons of the casing, distributing asymmetric aerodynamic loads during flight without overloading the support elements and rotation of the compressor and turbine rotors.

Эта дополнительная неподвижная центральная ось турбокомпрессора имеет динамическую автономность, при которой несимметричные аэродинамические нагрузки в полете, пилотировании и маневрировании распределенно воспринимается ею без перегрузки элементов опор при вращении роторов компрессора и турбины.This additional fixed central axis of the turbocharger has dynamic autonomy, in which asymmetric aerodynamic loads in flight, piloting and maneuvering are distributed perceptibly by it without overloading the support elements during rotation of the compressor and turbine rotors.

Этот турбореактивный двигатель характеризуется стабильностью стационарного режима работы, так как в нем минимизированы динамические нагрузки центробежных сил моментов инерции встречно вращающихся соизмеримых масс компрессора и турбины, что улучшает управляемость летательного аппарата при нестационарных воздействиях знакопеременных нагрузок внешних аэродинамических сил пилотирования.This turbojet engine is characterized by the stability of the stationary mode of operation, since it minimizes the dynamic loads of the centrifugal forces of inertia of counter-rotating comparable masses of the compressor and turbine, which improves the controllability of the aircraft under unsteady effects of alternating loads of external aerodynamic forces of piloting.

Однако к недостаткам известного двигателя следует отнести следующие: функциональную ненадежность на кратно повышенных оборотах, низкий ресурс работы, большие габариты и масса механизма реверсирования.However, the disadvantages of the known engine include the following: functional unreliability at multiple increased speeds, low service life, large dimensions and weight of the reversal mechanism.

Кроме того, подбор компрессора и турбины, имеющих соизмеримые массы, ограничивает практическое использование механизма реверсирования в разнообразных конструкциях авиадвигателей.In addition, the selection of a compressor and turbine having comparable masses limits the practical use of the reversal mechanism in a variety of aircraft engine designs.

Зубчатый многозвенник механизма реверсирования рассчитан на обороты 15-18 тыс. в минуту, а на высокооборотных турбореактивных двигателях (25-100 тыс. об/мин) ресурс по дальности и времени его работы ограничен, так как быстро термомеханически разрушатся зубчатые зацепления. Усталостное разрушение зубьев происходит из-за превышения допускаемых напряжений изгиба и контактных.The gear multi-link reversing mechanism is designed for revolutions of 15-18 thousand per minute, and on high-speed turbojet engines (25-100 thousand rpm), the resource in range and time of its operation is limited, since gears will quickly collapse thermomechanically. Fatigue tooth decay occurs due to exceeding the permissible bending and contact stresses.

Кинематически сложная связь механизма реверсирования с автономным устройством динамической разгрузки турбокомпрессора, включающим протяженную несущую ось, опирающуюся на узлы вращения силовых роторов компрессора и турбины, определяет его большие габариты, лимитированные в летательных аппаратах.The kinematically complex connection of the reversing mechanism with an autonomous device for dynamic unloading of a turbocompressor, including an extended bearing axis, based on the rotation units of the power rotors of the compressor and turbine, determines its large dimensions, limited in aircraft.

Функциональная и эксплуатационная ненадежность вызвана усталостными напряжениями от радиальных нагрузок на пилоны и корпус летательного аппарата по причине неизбежных люфтов в зубчатых зацеплениях механизма реверсирования, учитывая температурные деформации в динамике его работы.Functional and operational unreliability is caused by fatigue stresses from radial loads on the pylons and the aircraft body due to the inevitable backlash in the gears of the reversal mechanism, taking into account temperature deformations in the dynamics of its operation.

Задачей, на решение которой направлено настоящее изобретение, является устранение отмеченных недостатков для повышения ресурса работы двигателя, его функциональной надежности и расширения технологических возможностей.The problem to which the present invention is directed is to eliminate the noted drawbacks to increase the life of the engine, its functional reliability and the expansion of technological capabilities.

Требуемый технический результат достигается тем, что в известном турбореактивном двигателе, содержащем соосно последовательно установленные в корпусе регулируемый воздухозаборник, осевой компрессор и газовую турбину, роторы которых укреплены на валах, связанных между собой зубчатым механизмом реверсирования, а также камеру сгорания и реактивное сопло, согласно изобретению зубчатый механизм реверсирования выполнен в виде планетарного редуктора, ведущее зубчатое колесо которого, закрепленное на валу турбины, связано косозубым зацеплением с автономно расположенными в неподвижных опорах сателлитными шестернями, торцевая ступень которых кинематически замкнута с закрепленными на обойме вала компрессора ведомым зубчатым колесом внутреннего зацепления, образуя косозубую передачу противоположного направления вышеупомянутой косозубой передачи ведущее колесо - сателлитные шестерни.The required technical result is achieved in that in the known turbojet engine containing an adjustable air intake coaxially mounted in series in the housing, an axial compressor and a gas turbine, the rotors of which are mounted on shafts connected by a gear reversal mechanism, as well as a combustion chamber and a jet nozzle, according to the invention the reverse gear mechanism is made in the form of a planetary gear, the drive gear of which, mounted on the turbine shaft, is connected by a helical gear HAND autonomously with fixed supports disposed at the satellite gears, the end stage of which is closed with kinematically attached to cage compressor shaft driven gear with internal engagement, forming a helical direction of transmission opposite the aforementioned helical transfer drive wheel - satellite gear.

Отличительные признаки обеспечили повышение функциональной надежности и ресурса работы двигателя на кратно увеличенных оборотах при упрощении конструкции компактного механизма реверсирования.Distinctive features have provided increased functional reliability and engine life at multiple rpm while simplifying the design of a compact reversal mechanism.

Выполнение зубчатого механизма реверсирования в виде планетарного редуктора оригинальной и компактной конструкции представляет собой самодостаточную замкнутую систему автоматического изменения направлений вращения турбины и компрессора при компенсации развиваемых ими гиромоментов, противно направленных осевых и радиальных усилий, что снижает нагрузки на органы управления летательного аппарата и практически исключает динамическое нагружение его корпуса энергией турбокомпрессора при пилотировании и маневрировании.The implementation of the reverse gear mechanism in the form of an original and compact planetary gearbox is a self-contained closed-loop system for automatically changing the direction of rotation of the turbine and compressor while compensating gyro-moments developed by them, oppositely directed axial and radial forces, which reduces the load on the aircraft’s controls and practically eliminates dynamic loading its body with the energy of a turbocharger during piloting and maneuvering.

Кинематическая связь рабочих валов турбины и компрессора посредством двух встречно направленных кососубых передач позволяет взаимно компенсировать осевые смещения силовых агрегатов, массы которых могут быть несоизмеримы, что достигается адекватным подбором углов наклона их зубьев.The kinematic connection of the working shafts of the turbine and the compressor by means of two counter-directional helical gears makes it possible to mutually compensate for the axial displacements of the power units, the masses of which can be incommensurable, which is achieved by adequate selection of the angle of inclination of their teeth.

Косозубые передачи за счет плавного перераспределения передаваемой нагрузки постепенно по нескольким зубьям позволили повысить нагрузочную способность реверсивного редуктора и соответственно ресурс его работы. При этом следует учитывать, что передаваемая мощность от вала турбины (до 4000 кВт), уменьшая динамические нагрузки, кратно распределяется на сателлитные шестерни и полностью воспринимается валом компрессора через жестко связанное с ним ведомое колесо внутреннего зацепления с торцевой ступенью, закрепленной на сателлитных шестернях.Helical gears due to the smooth redistribution of the transmitted load gradually along several teeth made it possible to increase the load capacity of the reversing gearbox and, accordingly, the resource of its operation. It should be borne in mind that the transmitted power from the turbine shaft (up to 4000 kW), reducing dynamic loads, is distributed multiple times to the satellite gears and is completely perceived by the compressor shaft through the internal driven gear wheel with an end gear fixed to the satellite gears, which is rigidly connected to it.

Изобретение позволило исключить громоздкие детали и узлы механизма реверсирования, высвободив полезный объем летательного аппарата, и упростить его конструкцию, что уменьшило число форсунок распыла воздушно-масляной смеси для смазки и охлаждения кинематических пар. Мизерные габариты предложенного планетарного механизма реверсирования позволяют разместить его в свободном объеме под камерой сгорания.The invention eliminated the bulky parts and components of the reversing mechanism, freeing up the useful volume of the aircraft, and simplified its design, which reduced the number of nozzles spraying the air-oil mixture for lubrication and cooling of kinematic pairs. The meager dimensions of the proposed planetary reversal mechanism allow it to be placed in a free volume under the combustion chamber.

Следовательно, каждый существенный признак необходим, а их совокупность в устойчивой взаимосвязи являются достаточными для достижения новизны качества, неприсущей признакам в разобщенности, то есть решения поставленной в изобретении задачи.Therefore, each essential feature is necessary, and their combination in a stable relationship is sufficient to achieve the novelty of quality that is not inherent in the characteristics of disunity, that is, solutions to the problem posed in the invention.

Сущность изобретения поясняется чертежами, где изображены:The invention is illustrated by drawings, which depict:

на фиг.1 - схематично предлагаемый газотурбинный двигатель;figure 1 - schematically the proposed gas turbine engine;

на фиг.2 - планетарный редуктор реверсирования в разрезе.figure 2 - planetary gear reversal in section.

Предложенный двигатель содержит последовательно установленные в корпусе 1 (фиг.1) регулируемый воздухозаборник 2, осевой компрессор 3, кольцевую камеру 4 сгорания и газовую турбину 5, образующие турбокомпрессор, выходное устройство 6 с реактивным регулируемым соплом 7 и форсажную камеру 8 между ними.The proposed engine comprises sequentially installed in the housing 1 (Fig. 1) an adjustable air intake 2, an axial compressor 3, an annular combustion chamber 4 and a gas turbine 5 forming a turbocompressor, an output device 6 with a reactive adjustable nozzle 7 and an afterburner 8 between them.

Ротор 9 осевого компрессора 3, несущие рабочие лопатки 10 которого расположены между неподвижными лопатками 11 (сопловой аппарат) корпуса 1, укреплен в радиальном подшипнике 12 опоры 13, а другим концом связан посредством шлицевого соединения с валом 14.The rotor 9 of the axial compressor 3, the bearing working blades 10 of which are located between the stationary blades 11 (nozzle apparatus) of the housing 1, is mounted in the radial bearing 12 of the support 13, and connected at the other end by a splined connection to the shaft 14.

Ротор 15 турбины 5 с лопатками 16 установлен во втулке 17 корпуса 18 подшипника 19, а вторым концом связан с валом 20.The rotor 15 of the turbine 5 with blades 16 is installed in the sleeve 17 of the housing 18 of the bearing 19, and the second end is connected with the shaft 20.

Вал 20 турбины 5 с валом 14 компрессора 3 кинематически связаны между собой посредством планетарного редуктора (фиг.2).The shaft 20 of the turbine 5 with the shaft 14 of the compressor 3 is kinematically connected to each other by means of a planetary gear (figure 2).

На валу 20 турбины 5 в шлицах жестко закреплено зубчатое ведущее колесо 21, которое посредством косозубого зацепления (угол наклона линии зуба 14°) связано с 4-я равнораспределенными сателлитными шестернями 22.A gear drive wheel 21 is rigidly fixed on the shaft 20 of the turbine 5 in the slots, which is connected with the 4 equally distributed satellite gears 22 by helical gearing (the angle of the tooth line is 14 °).

Сателлитные шестерни 22 смонтированы автономно в радиально-упорных и радиальных подшипниках 23 и 24 соответственно, которые установлены в неподвижных опорах 25, 26 корпуса (условно не показан).Satellite gears 22 are mounted independently in angular contact and radial bearings 23 and 24, respectively, which are installed in the fixed bearings 25, 26 of the housing (not shown conditionally).

Сателлитные шестерни 22 имеют жестко закрепленную торцевую зубчатую ступень 27, сопряженную с ведомым колесом 28 внутреннего зацепления, образуя косозубую передачу (углом наклона линии зуба 18°), направление которой противоположно направлению косозубой передачи ведущее колесо 21 - сателлитные шестерни 22.Satellite gears 22 have a rigidly fixed end gear stage 27, coupled with the driven gear wheel 28 of the internal gearing, forming a helical gear (angle of inclination of the tooth line 18 °), the direction of which is opposite to the direction of the helical gear drive wheel 21 - satellite gears 22.

Таким образом, сателлитные шестерни 22 имеют ступенчатую форму: собственно вал шестерни 22 и торцевую ступень 27, наклон линий зубьев на которых выполнен противоположного направления, обеспечивая тем самым жесткую кинематическую связь ведущего и ведомого колес 21 и 28 в силовом и геометрическом замыкании.Thus, the satellite gears 22 have a stepped shape: the actual gear shaft 22 and the end step 27, the inclination of the tooth lines on which is made in the opposite direction, thereby providing a rigid kinematic connection of the driving and driven wheels 21 and 28 in a power and geometric circuit.

С увеличением угла наклона линии зуба плавность зацепления и нагрузочная способность передачи увеличиваются, но при этом увеличивается и тормозящая осевая сила, поэтому в косозубых передачах оптимизирован этот угол в диапазоне 7-20°.With an increase in the angle of inclination of the tooth line, the smoothness of the engagement and the loading ability of the transmission increase, but the braking axial force also increases, therefore this angle is optimized in helical gears in the range of 7-20 °.

Углы наклона зуба обеих передач (21-22) и (27-28) взаимосвязаны и рассчитываются в соответствии с передаваемыми оборотами и мощностями, а также зависят от соотношения масс турбины 5 и компрессора 3.The tooth tilt angles of both gears (21-22) and (27-28) are interconnected and calculated in accordance with the transmitted revolutions and powers, and also depend on the mass ratio of the turbine 5 and compressor 3.

Ведомое зубчатое колесо 28 жестко связано с обоймой 29, которая закреплена в шлицах на валу 14 компрессора 3.The driven gear 28 is rigidly connected to the cage 29, which is fixed in the slots on the shaft 14 of the compressor 3.

Работает турбореактивный двигатель следующим образом.The turbojet engine operates as follows.

Набегающий поток воздуха тормозится в воздухозаборнике 2, что особенно важно в условиях сверхзвуковых скоростей полета, при этом давление и температура воздуха повышаются, а скорость потока падает.The incoming air flow is inhibited in the air intake 2, which is especially important under conditions of supersonic flight speeds, while the pressure and air temperature increase, and the flow velocity drops.

С ростом скорости полета сжатие воздуха от скоростного напора возрастает, что компенсируется увеличением проходного сечения воздухозаборника 2 для торможения потока воздуха в так называемом диффузоре. В воздухозаборнике 2 создается достаточно равномерный поток воздуха на входе в компрессор 3.With increasing flight speed, air compression from the pressure head increases, which is offset by an increase in the bore of the air intake 2 to inhibit the air flow in the so-called diffuser. In the intake 2 creates a fairly uniform air flow at the inlet to the compressor 3.

Далее воздух, поступающий в компрессор 3, сжимается и нагнетается в камеру 4 сгорания за счет вращения лопаток 10 компрессора 3 от турбины 5. Здесь происходит повышение давления воздуха от взаимодействия вращающихся рабочих лопаток 10 ротора 9 и неподвижных лопаток 11 корпуса 1 - спрямляющих аппаратов при непрерывном и равномерном потоке на выходе в компрессор 3.Further, the air entering the compressor 3 is compressed and pumped into the combustion chamber 4 due to the rotation of the blades 10 of the compressor 3 from the turbine 5. Here, the air pressure increases due to the interaction of the rotating working blades 10 of the rotor 9 and the stationary blades 11 of the housing 1 - straightening devices with continuous and uniform flow at the outlet to the compressor 3.

Вращающиеся рабочие лопатки 10, воздействуя на поток, передают ему энергию, подведенную к валу 14 компрессора 3 от вала 20 турбины 5 через зубчатый планетарный редуктор, при этом воздух по межлопаточным каналам 10-11 движется, сжимаясь.Rotating working blades 10, acting on the flow, transmit energy supplied to the shaft 14 of the compressor 3 from the shaft 20 of the turbine 5 through a planetary gear reducer, while the air moves through the interscapular channels 10-11, compressing.

Затем в камере 4 сгорания происходит воспламенение топлива при достаточном окислении воздухом, продукты сгорания нагреваются до температуры 1200-1500°С и подаются на лопатки 16 турбины 5. В камеру 4 сгорания воздух подается в отношении к топливу как 15:1, обеспечивая устойчивость процесса сгорания относительно бедной воздушно-топливной смеси, стехиометрический состав (17:1) которой создается подмешиванием воздуха к продуктам сгорания за выходом из камеры 4 сгорания на выходе в форсажную камеру 8 для обеспечения заданного поля температур газа и создания дополнительной тяги двигателя.Then, in the combustion chamber 4, ignition of the fuel occurs with sufficient oxidation by air, the combustion products are heated to a temperature of 1200-1500 ° C and fed to the blades 16 of the turbine 5. Air is supplied to the combustion chamber 4 as 15: 1 in relation to the fuel, ensuring the stability of the combustion process relatively poor air-fuel mixture, the stoichiometric composition (17: 1) of which is created by mixing air to the combustion products at the exit from the combustion chamber 4 at the outlet of the afterburner 8 to provide a given gas temperature field and Denmark more engine thrust.

Кольцевая камера 4 сгорания характеризуется малым числом деталей и компактностью, снижая вес двигателя, она служит силовой системой турбокомпрессора, являясь дополнительной промежуточной опорой для несущего планетарного зубчатого редуктора, увеличивая конструкционную жесткость двигателя, разгружая роторы 9 и 15 соответственно компрессора 3 и турбины 5.The annular combustion chamber 4 is characterized by a small number of parts and compactness, reducing the weight of the engine, it serves as a power system of the turbocharger, being an additional intermediate support for the bearing planetary gear reducer, increasing the structural rigidity of the engine, unloading the rotors 9 and 15 of compressor 3 and turbine 5, respectively.

В лопатках 16 газовой турбины 5 потенциальная энергия газа, полученная при сжатии воздуха в компрессоре 3 до 16-18 атм и нагреве в нем до температуры 180-200°С, преобразуется в механическую работу вала 20 турбины 5 на выходе из камеры 4 сгорания, которая расходуется на вращение ротора 9 компрессора 3.In the blades 16 of the gas turbine 5, the potential gas energy obtained by compressing the air in the compressor 3 to 16-18 atm and heating it to a temperature of 180-200 ° C is converted into the mechanical work of the shaft 20 of the turbine 5 at the outlet of the combustion chamber 4, which expended on the rotation of the rotor 9 of the compressor 3.

Небольшая часть механической работы турбины 5 расходуется на вращение агрегатов обслуживания самого двигателя и летательного аппарата.A small part of the mechanical work of the turbine 5 is spent on rotation of the service units of the engine itself and the aircraft.

Вращение вала 20 ротора 15 турбины 5 последовательно передается через ведущее зубчатое колесо 21, четыре сателлитные шестерни 22, их косозубую ступень 27, ведомое зубчатое колесо 28 внутреннего зацепления и обойму 29 на вал 14 ротора 9 компрессора 3, который вращается при этом с тем же числом оборотов, но в противоположную сторону.The rotation of the shaft 20 of the rotor 15 of the turbine 5 is sequentially transmitted through the drive gear 21, four satellite gears 22, their helical gear 27, the driven gear 28 of the internal gearing and the yoke 29 on the shaft 14 of the rotor 9 of the compressor 3, which rotates with the same number revolutions, but in the opposite direction.

Осевые растягивающие усилия, развиваемые компрессором 3 и турбиной 5, компенсируются в косозубых встречно направленных передачах (21-22) и (27-28), при этом гармонизированные моменты инерции масс компрессора 3 и турбины 5 не создают вредных гиромоментов, потому что взаимно гасятся.The axial tensile forces developed by the compressor 3 and turbine 5 are compensated in helical counter directional gears (21-22) and (27-28), while the harmonized moments of inertia of the masses of the compressor 3 and turbine 5 do not create harmful gyrometers, because they cancel each other out.

Радиально-упорные подшипники 23 сателлитных шестерен 22 гасят осевые нагрузки от воздействия валов 14 и 20, что обеспечивает их силовое замыкание, а радиальные подшипники 24 воспринимают пульсирующие нагрузки от вращения сателлитных шестерен 22 относительно ведущего зубчатого колеса 21 и косозубой торцевой ступени 27.Angular contact bearings 23 of the satellite gears 22 absorb axial loads from the action of the shafts 14 and 20, which ensures their power closure, and radial bearings 24 absorb pulsating loads from the rotation of the satellite gears 22 relative to the drive gear 21 and the helical end stage 27.

Мощность газовой турбины 5 зависит от величины расхода газа через двигатель, температуры газа на входе и степени расширения газа на турбине 5, то есть степени снижения давления газа на выходе по сравнению с давлением газа на ее входе.The power of the gas turbine 5 depends on the amount of gas flow through the engine, the temperature of the gas at the inlet and the degree of expansion of the gas at the turbine 5, that is, the degree of reduction of the gas pressure at the outlet compared to the gas pressure at its inlet.

В газотурбинном двигателе за счет изменения диаметра выходного сопла 7 возможно влиять на степень расширения газа за турбиной 5. Если выходное сопло 7 открывать, то давление газа за турбиной 5 снижается, а степень его расширения увеличивается, что повышает мощность турбины 5.In a gas turbine engine, by changing the diameter of the outlet nozzle 7, it is possible to affect the degree of expansion of the gas behind the turbine 5. If you open the outlet nozzle 7, the gas pressure behind the turbine 5 decreases, and the degree of expansion increases, which increases the power of the turbine 5.

В сопле 7 выходного устройства 6 преобразуется часть энергии газа после турбины 5 и форсажной камеры 8 в кинетическую энергию его направленного движения и отвода горячих газов за пределы летательного аппарата. Это преобразование сопровождается уменьшением давления в расширяющемся потоке газа до атмосферного.In the nozzle 7 of the output device 6, part of the energy of the gas after the turbine 5 and the afterburner 8 is converted into the kinetic energy of its directed movement and the removal of hot gases outside the aircraft. This transformation is accompanied by a decrease in pressure in the expanding gas flow to atmospheric.

Регулирование сопла 7 производится для улучшения дроссельных характеристик, приемистости двигателя, обеспечения устойчивости работы на различных скоростях полета и изменения тяги на форсажном режиме, то есть для улучшения эффективности процессов в самом двигателе.The regulation of the nozzle 7 is performed to improve throttle characteristics, engine throttle response, ensure stability at different flight speeds and change traction in afterburner mode, that is, to improve the efficiency of processes in the engine itself.

Предложенное техническое решение турбореактивного двигателя, в компактном самодостаточном реверсивном редукторе которого компенсируются осевые нагрузки и минимизированы центробежные силы встречно вращающихся компрессора и турбины, облегчает пилотирование летательного аппарата при несимметричном аэродинамическом нагружении за счет снижения нагрузок на органы управления, фюзеляж и крылья.The proposed technical solution for a turbojet engine, in a compact self-sufficient reversing gearbox of which axial loads are compensated and centrifugal forces of the counter-rotating compressor and turbine are minimized, facilitates the piloting of an aircraft with asymmetric aerodynamic loading by reducing the loads on the controls, fuselage and wings.

Использование предложенного газотурбинного двигателя с компактным универсальным редуктором реверсирования вращения турбины и компрессора, имеющего увеличенный ресурс работы при передаче повышенной кратно мощности, стабилизирует полет летательного аппарата, улучшает его управляемость.The use of the proposed gas turbine engine with a compact universal gearbox for reversing the rotation of the turbine and compressor, which has an increased service life when transmitting an increased multiple of power, stabilizes the flight of the aircraft, improves its controllability.

Проведенный сопоставительный анализ предложенного технического устройства с выявленными аналогами уровня техники, из которого изобретение явным образом не следует для специалиста по двигателям летательных аппаратов, показал, что оно не известно, а с учетом возможности промышленного серийного изготовления турбореактивного двигателя можно сделать вывод о соответствии критериям патентоспособности.A comparative analysis of the proposed technical device with identified analogues of the prior art, from which the invention does not explicitly follow for a specialist in aircraft engines, showed that it is not known, and taking into account the possibility of industrial serial production of a turbojet engine, it can be concluded that the patentability criteria are met.

Claims (1)

Турбореактивный двигатель, содержащий соосно последовательно установленные в корпусе регулируемый воздухозаборник, осевой компрессор и газовую турбину, роторы которых укреплены на валах, связанных между собой зубчатым механизмом реверсирования, а также камеру сгорания и реактивное сопло, отличающийся тем, что зубчатый механизм реверсирования выполнен в виде планетарного редуктора, ведущее зубчатое колесо которого, закрепленное на валу турбины, связано косозубым зацеплением с автономно расположенными в неподвижных опорах сателлитными шестернями, торцевая ступень которых кинематически замкнута с закрепленным на обойме вала компрессора ведомым зубчатым колесом внутреннего зацепления, образуя косозубую передачу противоположного направления вышеупомянутой косозубой передачи ведущее колесо - сателлитные шестерни.A turbojet engine comprising an adjustable air intake coaxially mounted in series in the housing, an axial compressor and a gas turbine, the rotors of which are mounted on shafts interconnected by a gear reversing mechanism, as well as a combustion chamber and a jet nozzle, characterized in that the gear reversing mechanism is made in the form of a planetary a gearbox, the drive gear of which is mounted on the turbine shaft, is connected by helical gearing with the satellite gears, the end stage of which is kinematically closed with the internal gear driven gear fixed to the compressor shaft sleeve, forming a helical gear in the opposite direction of the aforementioned helical gear, the drive wheel is satellite gears.

Images