Что такое полость двигателя

Что такое полость двигателя

Новейший ракетный двигатель РД-171МВ, который однажды даст старт российской сверхтяжелой ракете, открывает нашей космонавтике будущее, но имеет уже довольно долгую биографию. Как выясняется, многие технологии, созданные в эпоху холодной войны, опередили свое время и оказались вполне актуальными для дня сегодняшнего или даже завтрашнего.

12 апреля 1981 года — в совсем не случайно выбранную дату — в небо поднялся STS-1 Columbia — первый из американских шаттлов.

Это была новая демонстрация превосходства американских технологий в космическом соревновании двух систем. Космонавты СССР так и не добрались до Луны, и, хоть страна активно поработала в сфере запуска и эксплуатации орбитальных станций, она все еще не имела аналога «шаттла» — системы, способной не только доставить многотонный груз на орбиту, но и вернуть его на Землю.

НЕ ПО ПЯТАМ.

У нашей страны был свой путь создания тяжелых космических систем, и он был, как известно, нелегок. Чтобы победить в лунной гонке или хотя бы повторить успех американских астронавтов, С. П. Королев и его ОКБ-1 разрабатывали тяжелую ракету Н-1. Программу закрыли уже в 1970-е, через несколько лет после смерти знаменитого конструктора. Четыре запуска огромной ракеты — четыре неудачи. В условиях дефицита времени и отсутствия стендовых испытаний всей сборки советским инженерам так и не удалось скоординировать работу 30 двигателей первой ступени. В 1974 году королевское КБ, названное тогда НПО «Энергия», возглавил В. П. Глушко. Бразды правления в ракетостроительной «фирме» взял в свои руки корифей советского ракетного двигателестроения. Примерно в это же время руководством страны была поставлена задача создать аналог разрабатываемого в США корабля-челнока и системы запуска к нему. Утвержденные американцами решения уже были известны, но советские конструкторы решили не идти по пятам, а создать свой вариант «челночной системы». Как известно, американский корабль «сидел» на огромном баке, заправленном водородом в качестве горючего и кислородом в качестве окислителя. В стартовом положении по бокам располагались два твердотопливных ускорителя с тягой 1000 т каждый, игравшие роль первой ступени. После отстрела ускорителей «шаттл» включал собственные двигатели и, сжигая содержимое внешнего бака, достигал орбиты.

«Валентин Петрович Глушко не любил водород, — рассказывает главный конструктор интегрированной структуры ракетного двигателестроения АО «НПО „Энергомаш им.академика В. П. Глушко“ Петр Левочкин. — Он всячески противился использованию его в ракетных двигателях. При низкой плотности даже в сжиженном виде (при температуре −253 °С) водороду требуются огромные баки. Также нужна мощная теплозащита. Тем не менее создать носитель с заданными характеристиками без водорода не удалось.

Кроме того, в СССР, учитывая климатические условия, использование порохов было ограничено. В итоге решено было, что роль первой ступени в ракете „Энергия“ сыграло четыре боковых блока с мощными четырехкамерными кислород-керосиновыми двигателями (блоки стали бы аналогами американских твердотопливных ускорителей). Для центральной ступени выбор был сделан в пользу четырех кислород-водородных двигателей РД-0120 (Воронежское КБ химической автоматики). Свои собственные движки корабль „Буран“ использовал только для маневрирования. Но главная идея Глушко заключалась в том, чтобы боковые блоки „Энергии“ были унифицированы с разрабатываемой днепропетровским КБ „Южное“ им. Янгеля ракетой „Зенит“ средней грузоподъемности. Так появился проект ракеты „Зенит-2“, первая ступень которой была бы практически идентична боковому блоку „Энергии“. Отличие заключалось лишь в том, что на „Энергии“ (двигатель получит название РД-170) камеры качались в одной плоскости, а на „Зените“ (РД-171) — в двух. Логика унификации была понятна: тяжелая ракета будет летать редко, ракеты типа „Зенита“ — значительно чаще. Если же первые ступени выпускать сразу для двух ракет, это позволит избавиться от недостатков штучного производства, снизить стоимость и повысить качество изделий».

ОБУЗДАТЬ ОГОНЬ

Работы над РД-170/171 начались в 1976 году в подмосковных Химках, где сейчас расположено головное предприятие НПО «Энергомаш». Речь шла о создании самого мощного в мире жидкостного ракетного двигателя с тягой 800 т (для сравнения: однокамерный двигатель F-1 от ракеты Saturn V имел тягу 680 т).

«Дело шло непросто, — рассказывает Петр Левочкин. — У этого двигателя мощность турбины, которая приводит в действие насосы, составляет 246 тыс. л. с. (что сравнимо с мощью пяти атомных ледоколов „Ленин“ — по 44 тыс. л. с.), а весит агрегат всего 300 кг. И это при общей массе двигателя 10 т. Задачей конструкторов было не дать вырваться гигантской мощности наружу, и задача решалась очень тяжело. Основной проблемой стало обеспечение работы турбонасосного агрегата (ТНА). В СССР был накоплен большой опыт работы с мощными двигателями, где в качестве топлива использовался несимметричный диметилгидразин, а окислителем выступал азотный тетраоксид. Но когда перешли с высококипящих компонентов на пару „кислород-керосин“, выяснилось, что в кислороде горит буквально все. Понадобилась новая культура производства. Нельзя, например, было допускать попадания жировых пятен в кислородный тракт: наличие органики приводило к мгновенному окислению, а дальше — пожар. У некоторых конструкторов даже появилось мнение, что надо бросить бесплодные попытки достраивать постоянно горящий двигатель (вместе с которым горели и сроки), и перейти к созданию силовой установки меньшей мощности.

Эта точка зрения дошла до коллегии Министерства общего машиностроения СССР, где Валентин Глушко и министр Сергей Афанасьев пообщались на высоких тонах. В итоге НПО „Энергомаш“ получило задание на проектирование силовой установки половинной мощности — на 400 т тяги. К счастью, это не означало полного прекращения работ над большим двигателем — работы по его доводке были продолжены. И к тому самому моменту, как 400-тонный РД-180 был воплощен пока лишь в эскизном проекте, РД-170 гореть перестал. Решение было найдено. Более того, в процессе отработки двигатель был сертифицирован на 10-кратное полетное использование».

«ЗЕНИТ», ATLAS, «АНГАРА»

Серийный выпуск двигателей РД-170/171 предполагалось организовать на базе омского ПО «Полет». Ракета «Энергия» слетала два раза. У «Зенита» оказалась более счастливая судьба. Ее запускали с Байконура, затем использовали в проекте «Морской старт». «В своем классе „Зенит“ является одной из лучших ракет в мире, — говорит Петр Левочкин. — „Зенит“ стал квинтэссенцией умения и опыта советских двигателистов и управленцев. На „Морском старте“ ракета демонстрировала полностью автоматизированный пуск: сама выезжает, заправляется, прицеливается и улетает». В 1990-е, в сложный для российской промышленности период в НПО «Энергомаш» пришлось вспомнить о разработке, которую готовили для замены упрямого РД-170. О том самом 400-тонном двигателе. В те времена правительство России разрешило НПО «Энергомаш» выйти на конкурс, который проводила компания Lockheed Martin (США) по модернизации ракеты-носителя Atlas. Предложения российской компании оказались конкурентоспособными и по цене, и по качеству, и с тех пор — с 1996 года — началось сотрудничество с американскими ракетчиками. В этом году ракета Atlas c РД-180 должна вывести на орбиту перспективный пилотируемый корабль Boeing Starliner. Это будет тестовый полет, следующий планируется с астронавтами на борту. В 1997 году ГКНПЦ имени М. В. Хруничева начал проект по созданию ракеты-носителя на замену «Протону» — старой надежной ракете, работающей на токсичных высококипящих компонентах, а также целой линейки ракет меньшей грузоподъемности — речь идет о носителях «Ангара». Сразу был предложен модульный принцип: каждая из ступеней ракеты в зависимости от грузоподъемности собиралась из универсальных ракетных модулей (УРМ). Для первой и второй ступени должны применяться УРМ-1 на базе двигателя РД-191 (это уже четверть от РД-170 с тягой 200 т). В самом легком варианте используется только один УРМ-1, в тяжелом носителе A-5 — уже 5. Двигатель разработан и производится, осталось только дождаться, когда программа «Ангара» все-таки выйдет на стабильный график. «Стоит отметить, что технологии, заложенные в РД-170, транслировались и в РД-180, и в РД-191, — объясняет Петр Левочкин. — Но происходила и эволюция. В РД-180 проще система управления, там использованы цифровые приводы. На РД-191 они тоже есть, при этом они меньше и легче в два раза. Эволюционировала также система защиты от возгорания».

СТУПЕНИ К МАРСУ

Один из самых перспективных проектов ракеты средней грузоподъемности (около 17 т полезного груза на околоземную орбиту) — это «Союз-5» (известный также как «Иртыш»), создаваемый РКК «Энергия». Именно для него анонсирована самая последняя новинка НПО «Энергомаш» — двигатель первой ступени РД-171МВ. Ракета считается отчасти более современной и технологичной заменой «Зениту», однако в перспективе может стать модулем первой ступени новой ракеты сверхтяжелого класса (пока известной как «Енисей», или РН-СТК). «Енисей», первые испытания которого начнутся на рубеже 2020-2030-х годов, откроет российской пилотируемой космонавтике дорогу к Луне, Марсу, позволит отправлять в далекий космос тяжелые исследовательские аппараты.

«В модернизированную версию, — говорит Петр Левочкин, — мы внедрили весь опыт, который получили при создании РД-180 и РД-191, а также продвинулись дальше. Это и повышенная защита от возгорания, новые фильтры, покрытия, самые современные материалы и технологии их обработки, новая система управления, более быстродействующая система аварийной защиты, видящая проблему на более ранней стадии и мгновенно отключающая двигатели.

Есть и еще одно важное достоинство нашего двигателя, которое обязательно должно быть использовано в будущем. Дело в том, что боковые блоки „Энергии“ планировались многоразовыми. Была создана технология их парашютирования, предусматривалось место хранения парашюта. После полета или огневых испытаний на стенде двигатель не требует разборки: нами создана технология термовакуумной очистки полостей двигателя и кислородного тракта от остатков компонентов. Так что мы постоянно объясняем ракетостроителям, что, если бы у нас существовала работающая технология возврата первых ступеней, им не пришлось бы покупать у нас довольно дорогой двигатель всего на один полет.

Сегодня такие технологии начали разрабатываться. И ракетчиками, и нами. Для обеспечения оптимальных условий полета ступени в плотных слоях атмосферы при посадке требуется включить двигатель повторно — а это проблема. Ведь надо сделать так, чтобы топливо и окислитель находились внизу, у заборных устройств, а не болтались по бакам. Иначе обеспечить управляемый полет практически невозможно.

Но мы работаем над этим».

Автор: Олег Макаров

Статья опубликована в журнале «Популярная механика» № 6 (200), июнь 2019.

Центробежные погружные бытовые насосы типа БЦП

НАЗНАЧЕНИЕ

Бытовые центробежные погружные насосы БЦП предназначены для водоснабжения дач, домов с большим расходом воды из скважин диаметром не менее 100 мм и открытых водоемов.

КОНСТРУКЦИЯ

Электронасос представляет собой агрегат, состоящий из насоса и электродвигателя, соединенных между собой при помощи фонаря. Насосная часть представляет собой многоступенчатую конструкцию. Каждая ступень состоит из центробежного рабочего колеса и отвода, размещенных в обойме. Вращение от электродвигателя на вал насоса передается через муфту. Электродвигатель состоит из статора и ротора, размещенных в трубе. Статор электродвигателя герметичный и заполнен эпоксидным компаундом. Внутренняя полость двигателя залита водоглицериновой смесью и герметизирована при помощи манжеты. Электродвигатель с насосом соединяется через фонарь, внутри которого располагается фильтр. В шнур питания вмонтировано устройство, защиты и управления электронасосом.

МАТЕРИАЛЬНОЕ ИСПОЛНЕНИЕ

Втулки, муфта, корпусные детали, валы изготовлены из нержавеющей стали. Рабочие колеса и направляющие аппараты насоса изготовлены из поликарбоната. Все применяемые материалы допущены к применению с питьевой водой ГОССАНЭПИДНАДЗОРОМ.

ОСОБЕННОСТИ И ПРЕИМУЩЕСТВА КОНСТРУКЦИИ ЭЛЕКТРОНАСОСА БЦП

1. Высокая надежность. Средний ресурс наработки на отказ 10 500 часов.
2. В насосной части используются плавающие рабочие колеса. Они позволяют перекачивать воду с повышенным содержанием песка.
3. Применение торцового уплотнения для защиты электродвигателя от попадания песка повышает надежность и срок службы подшипниковых узлов электродвигателя и предохраняет электромагнитное железо статора и ротора от коррозии.
4. Заполнение полости статора компаундом обеспечивает электробезопасность конструкции электродвигателя и хорошие условия охлаждения.
5. В обмотке статора установлен термопредохранитель, который защищает электродвигатель от перегрева при заклинивании насоса, затяжном пуске, низком напряжении и т. п., с Т° срабатывания 70°С. При достижении внутри двигателя температуры 70°С, термопредохранитель разрывает цепь питания электродвигателя. После остывания электродвигателя, насос автоматически включается вновь.
6. По степени защиты от поражения электрическим током, электронасосы относятся к 1 классу ГОСТ27570.0.
7. Насосная часть и электродвигатель имеют муфтовое соединение, что позволяет в случае необходимости, при ресурсной выработке (срока службы) насосной части или электродвигателя, приобрести их и самостоятельно, в домашних условиях заменить.

Пример: БЦП-0,4-25

БЦП – бытовой центробежный погружной насос:
Б – тип электронасоса — бытовой;
Ц – центробежный;
П – погружной;
0,4 – номинальная объемная подача, л/с;
25 – номинальный напор, м.

Жидкостные ракетные двигатели

Двигательный блок для пилотируемого лунного модуля

Двигателистами КБ «Южное» была выполнена ответственная и сложная задача – разработка двигательного блока 11Д410 для лунного корабля.

Блок двигателей 11Д410 состоял из основного двигателя РД858 и резервного РД859 и решал следующие задачи: осуществление мягкой посадки на поверхность Луны, взлет с поверхности Луны и выведение лунного корабля на эллиптическую орбиту искусственного спутника Луны.

Так как предусматривался полет лунного корабля с экипажем на борту, то к надежности двигателей предъявлялись самые высокие требования. Надежность необходимо было подтвердить большим числом испытаний с имитацией натурных условий работы. Для обеспечения мягкой посадки на Луну и взлета с ее поверхности двигатель РД858 имеет два режима тяги: основной и режим глубокого дросселирования (РГД) и обеспечивает два включения. На основном режиме диапазон регулирования тяги составляет ±9,8%, на РГД – ±35%. Такое глубокое дросселирование требовало применения особых конструктивных мер для обеспечения устойчивости работы камеры двигателя при надежном охлаждении.

Резервный двигатель РД859 – однорежимный с регулированием тяги в диапазоне ±9,8%.

Высочайшие требования предъявлялись к надежности турбонасосных агрегатов двигателей: в частности к торцовым уплотнениям, разделяющим полости насоса окислителя и турбины. Потребовался значительный объем экспериментальных работ, в результате которых была подобрана наиболее надежная и работоспособная пара трения. Конструкция оказалась удачной – ТНА имели ресурс, оценивающийся тысячами секунд.

Для обеспечения надежного охлаждения корпус камеры в зоне высоких тепловых потоков имеет спиральные фрезерованные канавки переменного оптимального сечения на сложнопрофильных деталях.

Количество включений на одном двигателе достигало двенадцати вместо двух в полете. Резервный двигатель является уникальным по возможности запуска после трехсекундного перерыва между выключением и повторным запуском. Процессы выключения двигателя, опорожнения трактов камеры и повторного запуска после трехсекундной паузы тщательно исследовались для подтверждения сходимости характеристик. Параметры повторного запуска при испытаниях были идентичны первому. Ни один из существующих двигателей с турбонасосной системой подачи не обеспечивал такую возможность. Для двигателей с турбонасосной системой подачи, обеспечивающих широкий диапазон регулирования тяги, эти ЖРД имеют весьма высокие величины удельного импульса . Масса и габариты блока двигателей свидетельствуют о высокой степени совершенства конструкции, даже с учетом того, что в ее состав входили системы контроля работы двигателей и регулирования тяги. Общая масса двигателей составляет 110 кг при суммарной тяге 4100 кгс. Для сравнения: масса двигателя верхней ступени РН Ариан-5 при тяге 2700 кгс превышает 100 кг.

Очень большим был объем отработки: 181 двигатель РД858 при суммарной наработке 253281 с и 181 двигатель РД859 при суммарной наработке 209463 с. Испытано 11 блоков двигателей 11Д410 с имитацией аварийных ситуаций.

В целом блок ЖРД лунного посадочного модуля является одним из самых надежных среди своего класса двигателей. Три блока двигателей прошли успешные испытания на орбите вокруг Земли в составе специальных космических аппаратов Т-2К, запущенных ракетой-носителем Р-7.

Маршевые двигатели

Тяга в пустоте, кгс

Удельный импульс в пустоте, кгс?с/кг

азотная кислота + 27% N2O4

Предназначен для второй ступени ракеты 8К66 (SS-7).

Предназначен для торможения и управления орбитальным космическим аппаратом по всем каналам стабилизации (разгонная ступень 8K69) (SS-9-2).

Предназначен для второй ступени ракеты 8К99 (SS-15).

Предназначен для создания тяги управления третьей ступенью ракеты 11К68 («Циклон-3») на активном участке полета по всем каналам стабилизации.

Предназначен для вторых ступеней ракет 15А15 и 15А16 (SS-17-1) и (SS-17-2).

Предназначен для создания двух режимов тяги и управления по всем каналам стабилизации при полете ступени разведения ракеты 15А18 (SS-18-2).

Предназначен для установки в головном отсеке космического буксира и ступеней разведения 15Ж44, 15Ж60 (SS-24-1) и (SS-24-2).

Предназначен для использования в составе апогейной ступени РН «Зенит» и «Циклон-4».

Предназначен для управления полетом космического буксира второй ступени ракеты 15А18М (SS-18-3) по всем каналам стабилизации.

История жидкостных ракетных двигателей

Первым опытом самостоятельного создания в КБ «Южное» жидкостных ракетных двигателей (ЖРД) стали начатые в 1958 г. работы по разработке рулевых двигателей для первой и второй ступеней МБР 8К64. Основной особенностью данной ракеты стало применение впервые в паре с окислителем АК-27 нового горючего – несимметричного диметилгидразина (НДМГ), которое стало основным для нескольких поколений ЖРД.

Успех, достигнутый в создании первых рулевых ЖРД, позволил начать в 1960 г. разработку нового более сложного и многофункционального двигателя РД853 для второй ступени ракеты 8К66.

В 1961 г. были начаты работы по созданию рулевых двигателей для первой и второй ступеней ракеты 8К67, работающих на новой паре компонентов топлива – тетраоксид диазота (АТ) и НДМГ.

В 1962 г. началось проектирование и отработка ЖРД РД854 на топливе АТ+НДМГ без дожигания генераторного газа для тормозной двигательной установки орбитальной головной части МБР 8К69. При проектировании двигателя впервые в практике отечественного двигателестроения было разработано и освоено в производстве трубчатое сопло камеры двигателя.

В 1964 г. были начаты работы по созданию маршевого двигателя РД857 второй ступени комбинированной ракеты 8К99, для которого впервые была разработана схема с дожиганием восстановительного генераторного газа в камере сгорания. На этом двигателе также впервые управление вектором тяги осуществлено с помощью вдува генераторного газа в сверхзвуковую часть сопла.

КБ «Южное» приняло участие и в советской лунной программе, в рамках которой в 1965 г. началась разработка ракетного блока (блока Е) лунного корабля комплекса 11А52. Созданный в КБ «Южное» блок двигателей лунного корабля состоял из основного двигателя РД858 и резервного РД859 и решал следующие задачи: осуществление мягкой посадки на поверхность Луны, взлет с поверхности Луны и выведение лунного корабля на эллиптическую орбиту искусственного спутника Луны. В целом блок ЖРД лунного посадочного модуля являлся одним из самых надежных среди своего класса двигателей. Три блока двигателей прошли успешные испытания на орбите вокруг Земли в составе специальных космических аппаратов Т-2К, запущенных с помощью РН «Союз».

Проектирование двигателя РД861 для третьей ступени РН «Циклон-3» было начато в 1966 г. Этот двигатель обладает весьма высокими энергомассовыми характеристиками.

В 1976 г., в ходе создания МБР 15А18, начались работы по разработке четырехкамерного двигателя РД864, работающего на АТ и НДМГ по схеме без дожигания генераторного газа. Двигатель обеспечил работу на двух режимах: основном и дросселированном с многократным (до 25 раз) переключением с одного режима на другой. Для этого двигателя были впервые разработаны и применены агрегаты регулирования на встречных струях высокого давления, отличающиеся высокой точностью и быстродействием.

Модификацией этого двигателя стал двигатель РД869 для МБР 15А18М, обладающий еще более высокими характеристиками.

Новым этапом для КБ «Южное» явилась разработка РН «Зенит-2», которая началась в 1977 г. Особенностью данной РН является использование на ней криогенных компонентов топлива: керосина и жидкого кислорода, при этом впервые в практике двигателестроения рулевой двигатель на указанных компонентах топлива было решено проектировать по схеме с дожиганием генераторного газа. Благодаря накопленному опыту конструирования ЖРД, внедрению передовых технических решений в ходе проектирования двигателя РД-8 удалось получить высокие энергомассовые характеристики, обеспечить высокую надежность и длительный ресурс работы.

ГАЗОТУРБИННЫЙ ДВИГАТЕЛЬ

Газотурбинный двигатель включает статор с подшипниковыми опорами, выполненными с воздушными полостями, сообщающимися на выходе с атмосферой, и установленными в них роторами компрессора и турбины на общем валу. В статоре на входе выполнены радиальные воздушные полости, соединяющие с компрессором воздушные полости вала и подшипниковых опор через отверстия в полом валу. Расстояние между отверстиями составляет 4-15 диаметров полости вала. Такое выполнение двигателя приводит к повышению его надежности за счет снижения температуры и очистки охлаждающего воздуха, омывающего подшипниковые опоры. 7 ил.

Газотурбинный двигатель, включающий статор с подшипниковыми опорами, выполненными с воздушными полостями, сообщающимися на выходе с атмосферой, и установленными в них роторами компрессора и турбины на общем полом валу, отличающийся тем, что в статоре на входе выполнены радиальные воздушные полости, соединяющие с компрессором воздушные полости вала и подшипниковых опор через отверстия в полом валу, причем расстояние между отверстиями составляет 4 — 15 диаметров полости вала.

Изобретение относится к области двигателестроения, в частности к системам подачи охлаждающего воздуха к подшипниковым опорам газотурбинного двигателя.

Подшипниковые опоры ротора газотурбинных двигателей /ГТД/, особенно те, которые находятся в горячей зоне двигателя — за компрессором и в турбине, работают в чрезвычайно тяжелых условиях, т.к. температура воздуха за компрессором в современных ГТД может достигать 500 -600 o C, а температура коксования лучших современных минеральных масел равна ≈ 200 o C. Поэтому для обеспечения надежной работы подшипников ГТД необходима эффективная система охлаждения подшипниковых опор.

Известна конструкция газотурбинного двигателя с системой охлаждения заднего подшипника и диска турбины с центробежным компрессором. Воздух для охлаждения подшипника подается с помощью специального центробежного компрессора, установленного на валу двигателя [1].

Такая система охлаждения опор существенно усложняет, удорожает и утяжеляет конструкцию двигателя. Кроме того, охлаждающий воздух не очищается от пыли и песка, что может привести к поломке подшипника.

Наиболее близкой к заявляемой является конструкция ГТД, в которой подшипниковая опора охлаждается вторичным потоком воздуха, отбираемым от компрессора [2] . Однако температура вторичного потока воздуха /≈ 400 o C/ не позволяет эффективно охлаждать подшипниковые опоры. Кроме того, отсутствие очистки этого воздуха от песка и пыли приводит к поломке подшипника.

Техническая задача заключается в повышении надежности работы двигателя за счет снижения температуры и очистки охлаждающего воздуха, омывающего подшипниковые опоры.

Данная техническая задача решается за счет того, что в газотурбинном двигателе, включающем статор с подшипниковыми опорами, выполненными с воздушными полостями, сообщающимися на выходе с атмосферой, и установленными в них роторами компрессора и турбины на общем полом валу, согласно изобретению в статоре на входе выполнены радиальные воздушные каналы, соединяющие с компрессором воздушные полости вала и подшипниковых опор через отверстия в полом валу.

Кроме того, расстояние между отверстиями для входа и выхода воздуха составляет от 4 до 15 диаметров полости вала.

Выполнение на входе в статоре радиальных воздушных каналов позволяет охлаждать воздух, проходящий через каналы, и нагревать наружную поверхность входного корпуса компрессора, что предотвращает обледенение при минусовых температурах.

Радиальные воздушные каналы соединяют с компрессором воздушные полости вала и подшипниковых опор через отверстия в полом валу, что позволяет воздуху охлаждаться и при этом закручиваться за счет сил трения потока воздуха о внутреннюю поверхность вала при прохождении по его внутренней полости, и далее — сбрасываться в атмосферу. При этом частицы пыли и песка оседают на этой поверхности, очищая поток охлаждающего воздуха.

Высокая эффективность очистки достигается в том случае, когда расстояние между отверстиями в полом валу составляет 4 — 15 диаметров полости вала. При меньшем расстоянии эффективность очистки низка, а при большем — повышается гидравлическое сопротивление для воздуха, текущего внутри полости вала.

Изобретение иллюстрируется следующими фигурами.

На фиг. 1 представлен продольный разрез газотурбинного двигателя. На фиг. 2 показан элемент I на фиг. 1 в увеличенном виде. На фиг. 3 — элемент II на фиг. 1 в увеличенном виде. На фиг. 4 показано поперечное сечение А-А на фиг. 3. На фиг. 5 показан элемент III на фиг. 1. На фиг. 6 — элемент IV на фиг. 1. На фиг. 7 — элемент V на фиг. 1, все в увеличенном виде.

Ниже представлен один из возможных вариантов конструкции ГТД.

ГТД 1 состоит из статора 2, ротора компрессора 3 и ротора турбины 4, соединенных общим валом 5. Статор 2 двигателя 1 включает в себя корпус компрессора 6, в котором выполнены отверстия 7, соединяющие полость 8 проточной части компрессора с кольцевым коллектором 9 и трубопроводом 10. Трубопровод 10 соединен с каналами 11 стойки 12 входного корпуса 13, расположенного на входе в ГТД. Каналы 11 расположены радиально и перпендикулярно к потоку воздуха на входе в двигатель.

Стойка 12 имеет наружную обогреваемую поверхность Б. Радиальные каналы 11 соединены с осевым каналом 14, который через отверстие 15 сообщается с полостью продувки 16 передней опоры 17 подшипника компрессора, а далее через отверстия 18 в лабиринтном уплотнении 19 и отверстия 20 в валу 5 — с внутренней полостью 21 вала 5. Вал 5 закрыт по своим концам передней крышкой 22 и задней крышкой 23. Отверстия 24 и 25 в валу 5 расположены соответственно под задней подшипниковой опорой 26 компрессора и опорой 27 турбины 4. Отверстия 28 и 29 расположены в лабиринтных уплотнениях 30 и 31.

Полость вала 21 через отверстия 24, 25, 28, 29 соединена с полостями 32, 33 подшипниковых опор, которые в свою очередь соединены с атмосферой.

Устройство работает следующим образом.

Горячий неочищенный воздух, содержащий песок и пыль, из полости 8 проточной части компрессора через отверстия 7 поступает в кольцевой коллектор 9, откуда по трубопроводу 10 поступает в радиальные каналы 11 стоек 12 входного корпуса компрессора, нагревая внутреннюю поверхность B этих каналов. За счет теплопроводности материала стоек 12 осуществляется нагрев наружной поверхности Б стоек 12, что предохраняет ее от обледенения при минусовых температурах. Воздух в каналах 11 охлаждается. Далее по осевому каналу 14 через отверстия 15, полость 16, отверстия 18, 19 охлажденный воздух поступает во внутреннюю полость 21 вала 5, где он движется, закручиваясь вместе с вращающимся валом 5, по направлению к подшипниковым опорам 26 и 27. Частицы песка и пыли за счет центробежных сил оседают на поверхности вала Г. Воздух очищается и через отверстия 24 и 25 в валу 5 поступает в полости 32 и 33, наддувая и охлаждая их, а затем сбрасывается в атмосферу.

Отложившиеся на поверхности Г частицы песка и пыли удаляют при очередной переборке двигателя.

Источники информации:
1. Скубачевский Г.С. Авиационные газотурбинные двигатели, М, 1969, стр. 158, рис. 5.57.

2. Скубачевский Г.С. Авиационные газотурбинные двигатели, М, 1969, стр. 160, рис. 5.60. — прототип.