Двухконтурный турбореактивный двигатель

Большая советская энциклопедия. — М.: Советская энциклопедия . 1969—1978 .

Двухклассные начальные училища
Двухластичный трикотаж

Смотреть что такое «Двухконтурный турбореактивный двигатель» в других словарях:

Двухконтурный турбореактивный двигатель — (см. Турбореактивный двухконтурный двигатель). Авиация: Энциклопедия. М.: Большая Российская Энциклопедия. Главный редактор Г.П. Свищев. 1994 … Энциклопедия техники

Двухконтурный турбореактивный двигатель — Газотурбинный двигатель (ГТД, ТРД) тепловой двигатель, в котором газ сжимается и нагревается, а затем энергия сжатого и нагретого газа преобразуется в механическую работу на валу газовой турбины. В отличие от поршневого двигателя, в ГТД процессы… … Википедия

двухконтурный турбореактивный двигатель — двухконтурный турбореактивный двигатель см. Турбореактивный двухконтурный двигатель … Энциклопедия «Авиация»

двухконтурный турбореактивный двигатель — Авиационный газотурбинный двигатель, в котором тепло превращается в кинетическую энергию реактивной струи и в механическую работу на валу двигателя, причем механическая работа на валу двигателя используется для привода компрессора второго контура … Политехнический терминологический толковый словарь

Турбореактивный двигатель — Эта статья или раздел нуждается в переработке. Пожалуйста, улучшите статью в соответствии с правилами написания статей … Википедия

ТУРБОРЕАКТИВНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ ДВУХКОНТУРНЫЙ — создаёт тягу за счёт реакции выходящих из реактивного сопла газов, а также за счет поступаления части воздуха от компрессора низкого давления (вентилятора), что увеличивает общую массу воздуха, участвующего в создании силы тяги. Широкое… … Военная энциклопедия

ТУРБОРЕАКТИВНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ — (ТРД) турбокомпрессорный двигатель, в котором тяга создается прямой реакцией потока сжатых газов, вытекающих из сопла. Разновидность турбореактивных двигателей турбореактивный двухконтурный двигатель … Большой Энциклопедический словарь

турбореактивный двигатель — (ТРД), турбокомпрессорный двигатель, в котором тяга создаётся прямой реакцией потока сжатых газов, вытекающих из сопла. Разновидность турбореактивного двигателя турбореактивный двухконтурный двигатель. * * * ТУРБОРЕАКТИВНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ… … Энциклопедический словарь

ТУРБОРЕАКТИВНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ — (ТРД) компрессорный воздушно реактивный двигатель, в к ром работа газовой турбины затрачивается на привод компрессора, а потенц. энергия газов за турбиной обеспечивает создание реактивной тяги при их истечении из реактивного сопла (см. рис.). На… … Большой энциклопедический политехнический словарь

Турбина всему голова

В эволюционном развитии гражданской авиации настал момент для нового перелома

Michael E. Iacovella / Edelman

Существующие сегодня реактивные двигатели уже не считаются экономичными и удобными для использования и обслуживания, и несколько мировых компаний уже приступили к разработке новых типов силовых установок. Они должны стать легче, экономичнее и мощнее существующих сегодня двигателей пассажирских лайнеров.

Фактически отцом современных двигателей, устанавливаемых на транспортные и пассажирские самолеты, является советский конструктор Архип Люлька. В 1941 году он получил патент на изобретение турбореактивного двухконтурного двигателя, однако из-за Великой Отечественной войны построить прототип установки не успел. Первый двигатель такого типа в 1943 году испытали в Германии. От обычных реактивных двигателей, разработка которых началась чуть раньше, новые силовые установки отличались течением воздушных потоков по двум контурам.

Внутренний контур состоит из зоны компрессоров, камеры сгорания, турбины (газогенератор) и сопла. Во время полета воздух затягивается и немного сжимается вентилятором, самым большим винтом и самым первым по ходу полета. Затем часть этого воздуха поступает в компрессор и сжимается еще сильнее, после чего попадает в камеру сгорания, где смешивается с топливом. После сгорания горючего раскаленные газы вырываются из камеры сгорания и вращают турбину.

Схема турбовентиляторного реактивного двигателя. Слева направо: вентилятор, компрессор низкого давления, компрессор высокого давления, вал компрессора низкого давления, вал компрессора высокого давления, камера сгорания, турбина высокого давления, турбина низкого давления, сопло.

K. Aainsqatsi / wikipedia.org

Сегодня турбореактивные двухконтурные двигатели делят на два типа: с низкой и высокой степенью двухконтурности. Степень двухконтурности — это отношение объема воздуха за момент времени проходящего через внешний контур, то есть, минуя камеру сгорания, к объему воздуха, проходящего через внутренний контур, то есть газогенератор. Двигатели со степенью двухконтурности меньше двух традиционно ставятся на боевые самолеты, поскольку имеют небольшие размеры и большую тягу. Но они же расходуют много топлива.

Если у силовой установки степень двухконтурности больше двух, его принято называть турбовентиляторным реактивным двигателем. В такой силовой установке большая часть воздуха в полете проходит по внешнему контуру. На современных двигателях от 70 до 85 процентов тяги формируется именно вентилятором, в то время как внутренний контур используется лишь для привода дополнительных агрегатов, типа генератора, а также самого вентилятора и компрессоров.

В турбовентиляторных двигателях коэффициент полезного действия зависит от величины степени двухконтурности. Но увеличение двухконтурности приводит и к увеличению размеров двигателя, его массы и аэродинамических характеристик (большой двигатель имеет большое лобовое сопротивление). В целом же турбовентиляторный двигатель не может развивать скорость выше скорости звука, но имеет небольшой расход топлива, что как раз очень важно для пассажирских и грузовых перевозок.

Турбовентиляторные двигатели в гражданской авиации используются на протяжении последних нескольких десятилетий и зарекомендовали себя как надежные, относительно дешевые и экономичные силовые установки. Эти показатели разработчики из года в год стараются снизить, применяя все новые технические решения вроде саблевидных лопаток вентилятора, позволяющих сильнее сжимать воздух в зоне входа в компрессорную часть. Но эти решения не дают существенной экономии в расходе топлива.

Американский двигатель CFM56, устанавливаемый на самолеты нескольких типов компаний Boeing и Airbus, имеет степень двухконтурности 5,5 и удельный расход топлива в крейсерском режиме 545 граммов на килограмм-силы в час. Для сравнения, двигатель АЛ-31Ф истребителей Су-27 имеет степень двухконтурности 0,57 и удельный расход топлива в крейсерском режиме в 750 граммов на килограмм-силы в час и 1900 граммов на килограмм-силы в час на форсаже. Первый CFM56 расходовал чуть больше 700 граммов топлива на килограмм-силы в час.

Турбовентиляторный реактивный двигатель на самолете Boeing 777-300

Читать еще: Автоутеплитель для двигателя какой выбрать

Ультравысокой, или сверхвысокой, степенью двухконтурности считается, когда объем воздуха проходящего за момент времени через внешний контур в двадцать и более раз больше объема воздуха, проходящего через внутренний контур. Так изобрели турбовинтовентиляторный реактивный двигатель. Он имеет два (иногда три) вентилятора, расположенных на одной оси и вращающихся в разные стороны. Лопатки таких вентиляторов имеют саблевидную форму, а сами роторы — изменяемый шаг.

Схема турбовинтовентиляторного реактивного двигателя с открытым винтовентилятором

Hamilton Sundstrand Corporation

Одним из примеров турбовинтовентиляторных двигателей является российский НК-93. Иногда его называют турбовинтовентиляторным реактивным двигателем с закапотированным ротором, или винтовентилятором. В нем винтовентилятор вместе с небольшим по длине внешним контуром забран в капот, специальную конструкцию, защищающую лопатки и упорядочивающую воздушный поток в полете. Такой двигатель примерно на 40 процентов экономичнее сопоставимого по мощности Д-30КП транспортного самолета Ил-76.

Сегодня разработка НК-93 приостановлена. Проект официально не закрыт, но будет ли он когда-либо завершен, не ясно. По разным данным, удельный расход топлива двигателем НК-93 в крейсерском режиме полета составил бы от 370 до 440 граммов на килограмм-силы в час. При этом до 87 процентов тяги будут формироваться именно винто-вентилятором. В третьей серии двигателей Д-30КУ-154 для Ил-76 удельный расход топлива удалось снизить до 482 граммов на килограмм-силы в час.

Схема турбовинтовентиляторного реактивного двигателя с закапотированным ротором

Между тем, в 2000-х годах Запорожское машиностроительное конструкторское бюро «Прогресс» разработало двигатель Д-27. Он относится к турбовинтовентиляторным реактивным двигателям с открытым винтовентилятором. Сегодня он является единственной в мире силовой установкой такого типа, выпускаемой серийно. Д-27 используется на перспективном украинском военно-транспортном самолете Ан-70. В этом двигателе поток воздуха создаётся двумя соосными многолопастными саблевидными винтами.

Тяга двигателя Д-27 составляет 13,1 тысячи килограммов силы, а удельный расход топлива в крейсерском режиме — около 140 граммов на килограмм-силы в час. Турбовинтовентиляторные двигатели с открытым ротором могут иметь немного различную конструкцию. Как правило, в них предусмотрено использование редуктора для привода винтовентилятора турбиной. Украинский двигатель в своей конструкции редуктор использует. Этот узел позволяет выставить оптимальные обороты для турбины и оппозитно-вращающихся роторов.

В Евросоюзе в настоящее время действует многолетняя программа разработки новых технологий для гражданской авиации, которые в целом должны будут сделать пассажирские самолеты будущего экономичнее, экологичнее, тише и комфортнее. Этот проект называется Clean Sky 2. В рамках этого проекта французская компания Snecma, входящая в холдинг Safran, приступила к сборке первого опытного образца турбовинтовентиляторного двигателя с открытым ротором. Испытания силовой установки состоятся до конца 2016 года.

Новый опытный двигатель на время проверок установят на пассажирский лайнер Airbus 340 на специальном подвесе в хвостовой части фюзеляжа. Перед летными испытаниями перспективный двигатель проверят на тестовом стенде на полигоне во французском Истре. Параметры перспективной силовой установки разработчики сравнивают с распространенными CFM56. Ожидается, что выбросы углекислого газа двигателя с открытым ротором будут на 30 процентов меньше, чем у CFM56.

Для сборки опытного образца двигателя Snecma намерена использовать газогенератор турбореактивного двухконтурного двигателя с форсажной камерой M88. Такими силовыми установками оснащаются французские истребители Dassault Rafale. С вала, раскручиваемого турбиной двигателя, через редуктор будет приводиться открытый винтовентилятор с роторами диаметром около 420 сантиметров. Лопатки вентилятора будут изменять угол атаки. Частота вращения винтовентилятора составит около 800 оборотов в минуту.

Для сравнения скорость вращения вентилятора двигателя CFM56 составляет 5200 оборотов в минуту в режиме полной мощности. Двигатель с открытым вентилятором, разрабатываемый Snecma, сможет развивать тягу в 111 килоньютонов (11,3 тысячи килограммов-силы). Идея французского двигателя базируется на американском GE36, разработка которого велась в 1980-х годах, однако из-за несовершенства материалов была закрыта. В частности, общей чертой для двигателей с открытым ротором является изогнутая форма лопаток.

Дело в том, что эффективность двигателя, в общих чертах, зависит от шага винта и скорости вращения. Чем эти показатели выше, тем быстрее полетит самолет. Однако при определенной скорости вращения вала наступает момент, когда скорость обтекания воздушным потоком законцовок лопастей приближается к сверхзвуковой. Из-за этого весь винт теряет эффективность. Изогнутая форма позволяет снизить частоту вращения вала и несколько уменьшить шаг винта, не потеряв в эффективности.

Разработчики рассчитывают, что новые турбовинтовентиляторные реактивные двигатели с открытым ротором будут в целом тише современных турбовинтовых и турбовентиляторных двигателей. Этого можно достичь за счет сдвига шума в более высокочастотную область, а высокочастотный шум, как известно, существенно более сильно спадает с увеличением расстояния до наблюдателя.

С каждым годом проектирование новых авиационных двигателей становится все более сложным. Времена, когда за счет использования нового принципа сжигания топлива или введения дополнительного воздушного контура можно было существенно повысить эффективность и экономичность конструкции, прошли. Теперь конструкторам уже приходится решать множество тесно связанных друг с другом задач и искать новые материалы для производства различных деталей двигателей.

Что такое двухконтурность турбореактивного двигателя

Изобретение относится к авиадвигателестроению.

Основным трендом для ТРДД является повышение их экономичности. Достигается это за счет увеличения эффективного и полетного к.п.д. ТРДД. Эффективный к.п.д. ТРДД можно повысить двумя способами: за счет изменения вида термодинамического цикла ТРДД, и за счет изменения его параметров. Полетный к.п.д. ТРДД можно повысить за счет повышения степени двухконтурности ТРДД, величина которой, в конечном счете, определяется тем же термодинамическим циклом ТРДД (чем больше работа цикла, тем больше степень двухконтурности).

Целью изобретения является повышение экономичности ТРДД.

Известны двухконтурные турбореактивные двигатели с раздельными контурами со степенями двухконтурности более десяти (например, Trent 1000, НК-93 и др.), состоящие из входного устройства, вентилятора; внутреннего контура, внутри которого расположены: компрессор (компрессоры), камера сгорания, турбины, сопло; внешнего контура, состоящего из кольцевого канала и сопла (Теория и расчет воздушно-реактивных двигателей / Под ред. С.М. Шляхтенко. — М.: Машиностроение, 1987, с. 17, рис. 1.3).

Читать еще: Эл двигатель лифта для чего

Известны турбовинтовые газотурбинные двигатели с регенерацией тепла (там же, с. 354, рис. 11.3).

Известны турбовальные газотурбинные двигатели, у которых за свободной турбиной устанавливается не сопло, а диффузорный выходной патрубок (Нечаев Ю.Н., Федоров P.M. Теория авиационных газотурбинных двигателей. Ч. 2. — М.: Машиностроение, 1978, с. 268, рис. 19.2).

Поставленная цель достигается тем, что в ТРДД с раздельными контурами со степенью двухконтурности более десяти снабжен диффузорным выходным патрубком, являющимся продолжением внутреннего контура (вместо сопла) и состоящим из расширяющихся каналов, расположенных внутри внешнего контура, сообщенных с атмосферой.

Сущность изобретения заключается в том, что выходной патрубок позволяет: а) увеличить степень понижения давления в турбине привода вентилятора; б) изменить вид термодинамического цикла ТРДД; в) осуществить регенерацию теплоты во внешнем контуре.

На фиг. 1 показан ТРДД;

на фиг. 2 показан термодинамический цикл ТРДД (внутренний контур);

на фиг. 3 показан термодинамический цикл ТРДД (внешний контур).

Двухконтурный ТРД (фиг. 1) состоит из входного устройства 1, вентилятора 2, внутреннего и внешнего контуров. Во внутреннем контуре расположены: компрессоры 3, камера сгорания 4, турбины 5, выходной патрубок 6, состоящий из диффузорных каналов, которые расположены внутри внешнего контура 7 и сообщены с атмосферой. Внешний контур 7 представляет собой кольцевой канал, заканчивающийся соплом 8.

Работа двигателя не отличается от работы ТРДД с раздельными контурами, за исключением работы турбины 5 и выходного устройства (патрубок 6). В турбине 5 срабатывается перепад давлений, превышающий располагаемый перепад давлений (отношение давления газа перед турбиной к атмосферному). В результате скорость газа за турбиной увеличивается, а статическое давление становится меньше атмосферного. В диффузорных каналах 6 газ тормозится до скорости, при которой его статическое давление становится равным атмосферному, после чего газ истекает в атмосферу.

Каналы 6 обдуваются воздухом внешнего контура, температура которого меньше температуры выхлопных газов. Между горячим газом и воздухом устанавливается тепловой поток, в результате которого температура выхлопных газов понижается, а температура воздуха повышается. Понижение температуры выхлопных газов снижает затраты энергии на их сжатие при торможении в каналах 6, а так же уменьшает потери с выхлопом. Повышение температуры воздуха увеличивает скорость истечения воздуха из сопла 8, которая, как известно, пропорциональна корню квадратному из указанной температуры.

На фиг. 2 показан термодинамический цикл ТРДД (внутренний контур) в Р-υ координатах. Здесь н-в — сжатие воздуха во входном устройстве и вентиляторе; в-к — сжатие воздуха в компрессорах; к-г — процесс в камере сгорания; г-тк — расширение газа в турбинах привода компрессоров; тк-т — расширение газа в турбине привода вентилятора; т-с — сжатие газа в каналах выходного патрубка. Сжатие газа происходит с отводом тепла во внешний контур ТРДД (температура газа приближается к температуре воздуха наружного контура Т_в * — точка с). Работа цикла внутреннего контура Lц₁ (площадь н-к-г-т-с-н) увеличивается на величину затененной области.

На фиг. 3 показан термодинамический цикл ТРДД (внешний контур) в Р-υ координатах. Здесь н-в — сжатие воздуха во входном устройстве и вентиляторе; в-с’ — расширение газа в сопле внешнего контура. Расширение воздуха происходит с подводом тепла из внутреннего контура ТРДД, что ведет к появлению работы цикла внешнего контура Lц₂ (затененная область), которая в прототипе отсутствует.

Работа цикла ТРДД определяется как Lц=Lц₁+m⋅Lц₂, где m — степень двухконтурности ТРДД.

Таким образом, работа цикла ТРДД увеличивается по трем взаимосвязанным причинам:

увеличивается работа цикла внутреннего контура Lц₁ (фиг. 2, затененная область), как результат увеличения перепада давлений в турбине привода вентилятора вследствие использования выходного патрубка;

увеличивается степень двухконтурности m, как результат совместной работы вентилятора и выходного патрубка;

увеличивается работа цикла внешнего контура Lц₂ (фиг. 3), как результат совместной работы вентилятора и выходного патрубка.

Увеличение работы цикла внутреннего контура Lц₁ при неизменной степени повышения давления воздуха в вентиляторе повышает расход воздуха через внешний контур, т.е. степень двухконтурности m. Повышение степени двухконтурности m улучшает теплообмен между газом внутреннего контура (выходным патрубком) и воздухом внешнего контура, что повышает работу цикла внешнего контура Lц₂.

По отношению к прототипу (ТРДД с раздельными контурами) работа цикла Lц при тех же параметрах цикла увеличивается, а следовательно, увеличивается эффективный к.п.д. ТРДД, так как подвод энергии (процесс к-г) тот же.

Повышение степени двухконтурности т, как следствие совместной работы вентилятора и выходного патрубка (см. выше), повышает полетный к.п.д. ТРДД.

Соответственно, общий к.п.д. ТРДД, который определяется как произведение эффективного и полетного к.п.д., повышается (по предварительной оценке на 3÷5%).

Таким образом, предложена новая газодинамическая схема ТРДД с отличительными признаками, указанными в формуле изобретения, в которой влияние отличительных признаков (совместная работа вентилятора и выходного патрубка) на конечный результат (повышение общего к.п.д. ТРДД), ранее не было известно.

Двухконтурный турбореактивный двигатель предназначен для использования в гражданской и военно-транспортной авиации.

Двухконтурный турбореактивный двигатель с раздельными контурами со степенью двухконтурности более десяти, состоящий из входного устройства, вентилятора; внутреннего контура, внутри которого расположены компрессор (компрессоры), камера сгорания, турбины; внешнего контура, состоящего из кольцевого канала и сопла, отличающийся тем, что двигатель снабжен диффузорным выходным патрубком, являющимся продолжением внутреннего контура и состоящим из расширяющихся каналов, расположенных внутри внешнего контура и сообщенных с атмосферой.

СПОСОБ КОНВЕНТИРОВАНИЯ ДВУХКОНТУРНОГО ТУРБОРЕАКТИВНОГО ДВИГАТЕЛЯ В ГАЗОТУРБИННЫЙ ДВИГАТЕЛЬ НАЗЕМНОГО ПРИМЕНЕНИЯ

Способ конвертирования двухконтурного турбореактивного двигателя в газотурбинный двигатель наземного применения, содержащего компрессор низкого давления с турбиной низкого давления, компрессор высокого давления с турбиной высокого давления, камеру сгорания и опоры, осуществляют путем подрезания верхней части лопаток компрессора низкого давления, расположенных во втором контуре. Компрессор высокого давления и турбину высокого давления оборудуют дополнительными ступенями. Устанавливают камеру сгорания, отношение длины которой L₁ к ее исходной длине камеры сгорания L выбирают в пределах 0,7÷0,79. Кольцевую жаровую трубу крепят к наружному корпусу камеры сгорания посредством кронштейна, выполненного в виде кольцевой детали. Изобретение направлено на повышение мощности и к.н.д., снижение концентрации выбросов, повышение надежности работы камеры сгорания. 4 ил.

Читать еще: Электрическая схема двигателя вытяжки

Способ конвертирования двухконтурного турбореактивного двигателя в газотурбинный двигатель наземного применения, содержащего компрессор низкого давления с турбиной низкого давления, компрессор высокого давления с турбиной высокого давления, камеру сгорания и опоры, путем подрезания верхней части лопаток компрессора низкого давления, расположенных во втором контуре, отличающийся тем, что компрессор высокого давления и турбину высокого давления оборудуют дополнительными ступенями, устанавливают камеру сгорания, отношение длины которой L₁ к ее исходной длине камеры сгорания L выбирают в пределах 0,7÷0,79, при этом кольцевую жаровую трубу крепят к наружному корпусу камеры сгорания посредством кронштейна, выполненного в виде кольцевой детали.

Изобретение относится к турбостроению, а конкретно к созданию промышленных газотурбинных двигателей полученных путем конвертирования двухконтурного турбореактивного двигателя.

Известен газотурбинный двигатель наземного применения, полученный путем конвертирования двухконтурного турбореактивного двигателя, содержащего компрессор низкого давления с турбиной низкого давления, компрессор высокого давления с турбиной высокого давления, кольцевую камеру сгорания со специальными подвесками жаровой части к наружному корпусу камеры сгорания, переднюю, среднюю и заднюю опоры, реактивное сопло. Конвертирование заключается в том, что в компрессоре низкого давления подрезают верхнюю часть лопаток расположенную во втором контуре, устанавливают кольцевые детали, образующие тракт внутреннего контура и кольцевые радиальные перегородки, закрывающие второй контур. Компрессор высокого давления с турбиной высокого давления оставляют без изменений. В камере сгорания изменяют фронтовое устройство. Демонтируют реактивное сопло и устанавливают силовую турбину, двигатель и силовую турбину устанавливают на раму (см. Двигатель НК-16СТ, «Руководство по технической эксплуатации» книга 1, 1996 г., раздел 1, рис.1.2, стр.7/8). При этом получение параметров ГТД наземного применения, в том числе мощности и к.п.д. ограничено исходными параметрами двухконтурного турбореактивного двигателя, такими как расход воздуха через внутренний контур и к.п.д. узлов турбокомпрессора.

Недостатком является невозможность получения повышенных параметров ГТД, без моделирования новой проточной части влекущей за собой выполнение деталей с новой геометрией.

Решаемой технической задачей является увеличение КПД и мощности конвертируемого ГТД при сохранении силовых схем роторов, корпусов и расположения опор прототипа, а также снижение концентрации выбросов вредных веществ и повышение надежности работы камеры сгорания.

Поставленная задача для способа конвертирования двухконтурного турбореактивного двигателя в газотурбинный двигатель наземного применения, содержащего компрессор низкого давления с турбиной низкого давления, компрессор высокого давления с турбиной высокого давления, камеру сгорания и опоры, путем подрезания верхней части лопаток компрессора низкого давления, расположенных во втором контуре, достигается тем, что компрессор высокого давления и турбину высокого давления оборудуют дополнительными ступенями, устанавливают камеру сгорания, отношение длины которой L₁ к ее исходной длине камеры сгорания L выбирают в пределах 0,7÷0,79, при этом кольцевую жаровую трубу крепят к наружному корпусу камеры сгорания посредством кронштейна, выполненного в виде кольцевой детали.

При этом уменьшение длины L до L₁, выполняя задачу размещения дополнительных ступеней компрессора, способствует уменьшению эмиссии вредных веществ, в первую очередь NO_x, в связи с уменьшением объема зоны горения и малым временем пребывания продуктов сгорания в зоне с высокой температурой газа.

Технический результат при использовании изобретения заключается в получении повышенных параметров ГТД, сокращение сроков и стоимости создания ГТД наземного применения из двухконтурного турбореактивного двигателя, облегчение доводки ГТД за счет сохранения силовой схемы роторов и корпусов, повышение надежности и облегчение сборки камеры сгорания без создания специальных подвесок жаровой трубы, снижении концентрации выбросов.

На фиг.1 показан продольный разрез газотурбинного двигателя наземного применения. На фиг.2 представлен элемент А фиг.1 в увеличенном виде. На фиг.3 представлен элемент Б фиг.1 в увеличенном виде. На фиг.4 представлен элемент В фиг.1 в увеличенном виде.

Газотурбинный двигатель наземного применения 1 состоит из компрессора низкого давления 2 с турбиной низкого давления 3, компрессора высокого давления 4 с турбиной высокого давления 5, камерой сгорания 6 с креплением 13 жаровой трубы на наружном корпусе.

Для создания ГТД наземного применения с повышенными параметрами, при конвертировании двухконтурного турбореактивного двигателя в компрессоре низкого давления 2, для обеспечения повышенного расхода воздуха полученного по результатам термодинамического расчета двигателя, устанавливают дополнительную ступень и проводят подрезку верхней части лопаток 7 компрессора низкого давления расположенную во втором контуре, что позволяет получить повышенную мощность. Формируют тракт внутреннего контура, устанавливая кольцевые коаксиально расположенные детали 8. Закрывают второй контур, устанавливая кольцевые радиальные перегородки 9. Для обеспечения суммарной степени сжатия в компрессоре, повышают степень сжатия в компрессоре высокого давления 4, за счет постановки дополнительных двух ступеней 11 на выходе. Для повышения к.п.д. турбины высокого давления 5, при полученной большей мощности компрессора высокого давления, устанавливают дополнительно одну ступень 12, при этом получив высокий к.п.д. всего двигателя. Для сохранения силовой схемы корпусов и роторов, положение передней, средней и задней опор с расстояниями L₂, L₃ между ними, между компрессором высокого давления 4 и турбиной высокого давления 5, устанавливают камеру сгорания 6, в которой отношение длины L₁ к исходной длине L равно 0,7÷0,79. Это позволяет при увеличении длины компрессора высокого давления, за счет постановки двух ступеней, сохранить силовую схему роторов, корпусов и расположения опор ГТД. Увеличение этого отношения за пределы указанного диапазона не позволит разместить в пределах длины L₂ расположения опор дополнительные две ступени компрессора высокого давления. Уменьшение этого отношения приведет к высокой окружной неравномерности температурного поля в камере сгорания. Уменьшение длины L до L₁, дает также положительный эффект уменьшения эмиссии вредных веществ, в частности NO_x, в связи с уменьшением объема зоны горения и малым временем пребывания продуктов сгорания в зонах с высокой температурой газов. Крепление 13 жаровой трубы камеры сгорания к наружному корпусу камеры сгорания выполняют посредством кронштейна, выполненного в виде кольцевой детали за одно целое с наружным кольцом жаровой трубы 14, что позволило не создавать специальных подвесок жаровой трубы, которые приводили к усложнению сборки камеры сгорания и дефектам при ее работе.