Газотурбінний підйомно-маршовий двигун

Реферат: Газотурбінний підйомно-маршовий двигун призначений для відтворення вертикальної або вертикальної та горизонтальної тяги одночасно, при нерухомому відносно транспортного засобу положенні, а також для отримання плаского газового струменя і може бути використаним для безопорних транспортних засобів з динамічною підтримкою, окремо літаючої платформи в її різних модифікаціях або для екраноплану, виконаного за схемою "пряме літаюче крило". Двигун може бути використаним як компресор наддуву в пульсуючому детонаційному двигуні. Газотурбінний підйомно-маршовий двигун має вихідний вал з закріпленим на ньому механізмом зміни навантаження, корпус, повітрозабірник, редуктор, трансмісію, сопло; розташовані в корпусі роторний багатоступеневий лопатевий нагнітач повітря, систему електропостачання та запуску, змащення, керування і подачі палива, а також газову турбіну з робочим колесом, з'єднану трансмісією з нагнітачем і редуктором; камеру згоряння, закріплену в корпусі проміж нагнітачем і газовою турбіною так, що вони разом з повітрозабірником, корпусом і соплом створюють у сукупності повітровід, який після повітрозабірника має вигнуту форму, яка містить коліна, що лежать в одній площині і створюють відкритий контур; всередині колін розташовані UA 101310 C2 (12) UA 101310 C2 ротори з лопатями, які мають витягнуту в плані прямокутну форму і з'єднані з повітроводом так, що вони створюють поперечно-поточний нагнітач; трансмісія та редуктор розташовані на зовнішній поверхні корпуса, а повітрозабірник, корпус, нагнітач, камера згоряння, газова турбіна з робочим колесом напіввідкритого типу і сопло мають витягнуту в плані форму і розташовані так, що їх повздовжні осі, осі роторів нагнітача та вісь вихідного вала редуктора паралельні. UA 101310 C2 5 10 15 20 25 30 35 40 45 50 55 Винахід належить до галузі машинобудування, а саме до авіаційної техніки. Двигун призначений для відтворення вертикальної або вертикальної та горизонтальної тяги одночасно і може бути використаним для безопорних транспортних засобів з динамічною підтримкою, окремо - літаючої платформи в її різних модифікаціях або для екраноплана, виконаного за схемою "пряме літаюче крило". Відомий одновальний підйомний газотурбінний двигун RB-162 з кільцевими ежекторними підсилювачами тяги (ЕУТ) тягою 15,6 кН, встановлений вертикально по кутах прямокутної в плані літаючої платформи. [Bertin J. Les trampes appliques an vol vertical vers aile-trampe. " Technique of science" III-VI 1960 №2 p.31-36]. Маса двигуна всього 125 кг. Довжина двигуна, разом с ЕУТ, біля 2 м. Двигун має шестиступеневий компресор з невеликим ступенем тиску, що забезпечує відносно низьку температуру повітря, яке надається компресором. Це дозволяє використовувати в конструкції компресора пластмаси, які легкі, міцні та дешеві. Однак недостатній ступінь тиску повітря призводить до незадовільної паливної ефективності двигуна, разом зі всіма виникаючими звідси наслідками: малий радіус дії транспортного засобу, мале корисне навантаження та недостатня економічна ефективність. Обертання всіх сходинок компресора з однаковою швидкістю не дозволяє оптимізувати процес стискання повітря. Значна тяга двигуна, яка припадає на одиницю площини сопла на зльоті та при посадці призводить до суттєвої ерозії ґрунту та наступному попаданню її продуктів в повітрозбірник двигуна і можливої його зупинки. Двигун створює тільки вертикальну тягу і не забезпечує горизонтального переміщення транспортного засобу. Відомий підйомно-маршовий газотурбінний двигун [патент RU 200208701 5F02 k 3/00 Универсальный винтовой двигатель. Публикация 30.10.93 Бюл. № 39-40]. Двигун може створювати одночасно горизонтальну та вертикальну тягу. Він містить силовий корпус, компресор який має корпус що обертається, на котрому закріплені лопаті з циклічною зміною кутів та камери згоряння, які розташовані в середині лопатей та оснащені регульованими сопловими апаратами ежекторного типу. Подібний двигун, який виконує одночасно функцію рухівника, має недостатньо ефективний гвинт змішаного літако-вертольотного типу, а розташування камери згоряння в середині гвинта суттєво збільшує теплові втрати, що знижує ККД двигуна. Значний діаметр гвинтів, виконуючих одночасно функцію двигуна та рушія, суттєво збільшує габарити літального апарата та затрудняє його використання на малих висотах в умовах перепон на місцевості. Забезпечити безпечну роботу двигуна при польоті літального апарата за умов прямого контакту з перепонами на місцевості дозволяє лінійний генератор газу, виконаний ввигляді турбопоршневого двигуна, працюючого на щільовий ежекторний підсилювач тяги [Подзирей Ю.С. Аэромобильное противопожарное средство для высотных объектов.// Пожаровзрывобезопасность №5 2007]. В такому двигуні вертикальна тяга створюється вихлопом через випускні вікна, розташовані вздовж створювачів труби, блока циліндрів, а горизонтальна - гвинтом змінного кроку, маючим кінематичний зв'язок з валом багатоступеневого турбокомпресора. Але робота поршневого двигуна на вихлоп потребує надвисокого тиску наддуву. Максимальна температура паливного циклу досягає 2500º С, що знаходиться на межі можливого для сучасних матеріалів. Велика кількість деталей, розташованих в середині кожного поршня двосторонньої дії, значно скорочує безпеку польоту, а частота вихлопу, яка безпосередньо визначає тягу двигуна, обмежена інерціальними силами, які створюються при гальмуванні поршнів в мертвих точках. Позбавитися інерціальних сил та забезпечити постійний тиск робочого газу на вихлопі замість імпульсного, дозволяє паливний цикл зі згорянням при постійному тиску. Відомий підйомно-маршовий газотурбінний двигун "Пегас" та його численні модифікації, які створювались фірмою Роллс-Ройс протягом більш як 40 років [Павленко В.Ф. Силовые установки летательных аппаратов вертикального взлета и посадки. Машиностроение М. 1972] з системою відхилу вектора тяги. Двигун має чотири реактивних сопла, розташованих попарно з боків літака і здатних синхронно повертатися на 89,5° за допомогою спеціальної ланцюгової передачі. Таким чином, при вертикальному зльоті підйомна сила прикладається в чотирьох точках, що придає літаку додаткову стабільність. Передні два сопла з'єднані з турбокомпресором низького тиску, а задні - з камерою згоряння двигуна. Завдяки тому, що двигун на літаку один, розподіл тяги по чотирьох соплах значно спрощується, за відсутністю необхідності точного злагодження роботи кількох двигунів. Однак такі двигуни призначені для короткочасного створення вертикальної тяги (зліт і посадка). Положення, завдяки котрому для створення половини вертикальної тяги використовується стисне повітря без вприску в нього 1 UA 101310 C2 5 10 15 20 25 30 35 40 45 50 55 палива, призводить до надлишкової втрати пального. Економічність двигуна недостатня для транспортних засобів з постійною довгочасною динамічною підтримкою. Відомий підйомно-маршовий газотурбінний двигун літака Х-36 з соплом, яке повертається, та відбором частини обертального моменту газової турбіни на підйомний вентилятор, який розташований за спиною пілота [(по материалам фирмы Локхид Мартин) Павлов В.А О проблемах вертикального взлета и посадки http:/vtol.boom.ru/mat/problem.htm.] Але його присутність, при вазі 1,5 тс, скорочує запас палива та збільшує об'єм силової установки. Підйомний вентилятор не використовується в горизонтальному польоті, що суттєво зменшує вагову досконалість подібного літального апарата. Деталі двигуна не мають достатнього ресурсу для роботи в режимі тривалого створення вертикальної тяги і тому він не придатний для транспортних засобів з динамічною підтримкою. Поворотний механізм сопел двигуна достатньо інерційний і не завжди може компенсувати турбулентність атмосфери на зльоті та при посадці. Відомий підйомно-маршовий газотурбінний двигун конвертоплана V-22 Osprey Rolls-Royce T406-AD-400 (АЕ1107С) максимальної тривалої потужності 4400 кВт (6150 л.с), http://modemarmy.ru/article/192. Двигун закріплюється через механізм повороту, має 14ступеневий осьовий компресор, кільцеву камеру згоряння, двоступеневу турбіну газогенератора та двоступеневу силову турбіну. Вертикальна та горизонтальна тяги одночасно виникає при повороті двигуна, мотогондоли якого повертаються в діапазоні від 0 до 97 градусів. Присутність 14 сходинок компресора суттєво збільшує розмір двигуна завдовжки. Двоступенева турбіна газогенератора потребує використання трансмісії за принципом "вал всередині вала" складної та коштовної в виробництві. Завдяки великій масі двигуна він ще більш інертний, порівняно з поворотними соплами в двигуні Пегас. Його тяга може не компенсувати різких та значних турбулентностей атмосфери, що призвело до ряду аварійних випадків. Ціна виробництва велика, а мінімальні розбіжності в тязі і роботі механізмів повороту двигунів, розташованих по торцях крила, веде до втрати керованості конвертоплану. Відомі поперечно-поточні хвильові тангенціальні турбомашини для двигунів літальних апаратів. [АС СССР, 471673 F 02 с 3/00, Газовая турбина. Авторы Дикий Г.П. Шкабура В.А. Опубликовано 07.10. 89. Бюл. №14, а также АС СССР, №168 2633 F 04 d 17/06. Вихревой компрессор и способ нагнетания в нем рабочего тела, (тех же авторов). Опубликовано 07.10.91. Бюл. №37]. Регулювання роботи для подібних газових турбін призволиться за рахунок зміни форми екрана, в котрому мають місце значні втрати тепла. Високий коефіцієнт підвищення тиску в компресорі досягається за рахунок зменшення виробництва. Газова турбіна подібного типу призначена для створення обертального моменту. Відомі поперечно-поточні нагнітачі з розташованими всередині ротора направляючими апаратами. Вони мають значно більшу, порівняно з іншими нагнітачами, виробничу потужність, а завдяки дворазовому імпульсу, який молекули повітря отримують від лопатей - достатньо високий коефіцієнт підвищення тиску. Але діаметральний вентилятор є споживачем обертального моменту і не може бути використаний як силова установка літального апарата. Найбільш близьким до запропонованого підйомно-маршового газотурбінного двигуна є турбогвинтовий двигун з одноступеневою турбіною в його класичному вигляді [Н.В. Иноземцев Авиационные газотурбинные двигатели. Теория и рабочий процесс. Оборонгиз 1956. стр. 284,285]. Двигун має вихідний вал, на якому закріплений гідравлічний механізм зміни кроку гвинта; корпус, повітрозабірник, редуктор, трансмісію, сопло; розташовані в корпусі роторний багатоступеневий лопатевий нагнітач повітря, систему електрозабезпечення та запуску, змазка, управління та постачання палива, а також газову турбіну з робочим колесом, з'єднану трансмісією з нагнітачем і редуктором, камеру згоряння, закріплену в корпусі проміж нагнітачем та газовою турбіною так, що вони разом з повітрозабірником, корпусом та соплом створюють повітрохід. Повітря через повітрозабірник надходить в багатоступеневий осьовий лопатевий нагнітач. Потік повітря багаторазово прискорюється на роторних та гальмується на статорних лопатях, закріплених на корпусі. Обидва види лопатей розташовані по черзі, впритул один за одним, при цьому після кожного ступеня швидкість повітря перетворюється в тиск. Стисне повітря надходить в камери згоряння і далі у вигляді робочого газу - в одноступеневу турбіну. Перед газовою турбіною, встановлений сопловий направляючий апарат, забезпечуючий вирівнювання газового потоку, а після нього кругле сопло. Обертальний момент з газової турбіни передається трансмісією на ступені компресора, редуктор та вихідний вал. В двигуні є система постачання палива, змащення, керування, електрогенерації та запуску. Але конструкція двигуна має ряд суттєвих недоліків. 2 UA 101310 C2 5 10 15 20 25 30 35 40 45 50 55 60 1. Співвідносність вихідного вала та сопла призводить до того, що використання його як підйомно-маршового газотурбінного двигуна потребує складного і масивного механізму повороту та відповідної системи управління. 2. Конструкція двигуна виконана так, що фланці (чи барабан) кріплення лопатей на валу трансмісії перекривають частину перерізу повітрозабірника, що знижує тягу двигуна та збільшує його лобовий опір. 3. Роторні і статорні лопаті мають консольне кріплення, тому їх взаємодія через потік призводить до появи високочастотних коливань, що зменшує моторесурс двигуна та сталість до потрапляння в двигун зайвих предметів (наприклад, птахів). 4. Двигун не пристосований для роботи з щільовим ЕУТ, оскільки замша його круглого сопла на пласке збільшує опір вихлопу і відповідно зменшує тягу двигуна. 5. Збільшення потужності двигуна за рахунок збільшення тиску повітря шляхом додання сходинок нагнітача збільшує повздовжній розмір. 6. Складна форма та дендритно-монокристалева структура лопатей двигуна потребує застосування складних технологій в їх виробництві, що суттєво збільшує вартість двигуна. [Елисеев Ю.С. Перспективные технологии производства лопаток ГТД // Двигатель №5 (17) 2001] Відповідно в основу винаходу поставлена задача шляхом додавання окремих механізмів і деталей, придання їм іншої форми, розміщення їх в положенні, яке забезпечує максимальну ефективність, створити такий підйомно-маршовий газотурбінний двигун який, зберігаючи усі переваги прототипу, створює в непорушному відносно транспортного засобу вертикальну або горизонтальну та вертикальну тягу одночасно, підвищує паливну ефективність, забезпечує генерацію робочого газу у вигляді подовжньої плаского струменя, скорочує його габаритні розміри по висоті, спрощує систему регулювання тяги та здешевлює у виробництві та експлуатації. Поставлена задача вирішується тим, що в газотурбінному двигуні, який містить звичайні для нього елементи, а саме: вихідний вал, на якому закріплений гідравлічний механізм зміни кроку гвинта; корпус, повітрозабірник, редуктор, трансмісію, сопло; розташовані в корпусі роторний багатоступеневий лопатевий нагнітач повітря, систему електрозабезпечення та запуску, змащення, управління та постачання палива, а також газову турбіну з робочим колесом, з'єднану трансмісією з нагнітачем і редуктором, камеру згоряння, закріплену в корпусі проміж нагнітачем та газовою турбіною так, що вони разом з повітрозабірником, корпусом та соплом створюють повітрохід, в відповідності з винаходом, повітрохід після повітрозабірника має вигнуту форму, яка містить коліна, які лежать в одній площині та створюють відкритий контур; всередині колін розташовані ротори з лопатями, які мають витягнуту в плані прямокутну форму, які з'єднані з повітроходом так, що створюють поперечно-поточний нагнітач; трансмісія і редуктор розташовані на зовнішній поверхні корпусу, а повітрозабірник, корпус, нагнітач, камера згоряння, газова турбіна з робочим колесом напіввідкритого типу і сопло мають витягнуту в плані форму та розташовані так, що їх продовжні осі, осі роторів нагнітачів та вісь вихідного вала редуктора паралельні. Наявність згинів повітроходу у вигляді колін дозволяє скоротити габарит двигуна по висоті і розмістити в них ротори поперечно-поточного нагнітача і (як що не використовивається спеціальна форма згину) внутрішній направляючий апарат, а форма та розташування повітрозабірника, корпуса, нагнітача, камери згоряння, газової турбіни з робочим колесом напіввідкритого типу і витягнутого вздовж продовжньої осі сопла сформувати на виході двигуна плаский струмінь і, таким чином, знизить гідродинамічний опір вихлопу двигуна при його роботі на щільовій ЕУТ. Оберт повітряного потоку в коліні повітроходу на кут більше 90 градусів означає його повне гальмівне та відповідне збільшення тиску без використання статорних лопатей. Напіввідкритий тип робочого колеса газової турбіни дозволяє виключити із її конструкції сопловий направляючий апарат і створити рівномірне за довжиною механічне та теплове навантаження на вісь і лопаті турбіни. Прямокутна в плані і витягнута, з постійною площею поперечного перерізу, форма лопатей дозволяє застосувати для їх виготовлення дуже легкий і дешевий метод низькотемпературної екструзії. Відсутність статорних лопатей знижує питому вагу двигуна і його вартість. Розташування трансмісії і редуктора на зовнішній поверхні корпуса спрощує складання та ремонт двигуна, а наявність індивідуальної осі для кожного ротора дозволяє обертати їх з різними швидкостями при однаковій швидкості обертання газової турбіни і, таким чином, оптимізувати процес стискання повітря та підвищити паливну ефективність двигуна. Ортогональне положення подовжньої осі вихідного вала редуктора відносно направлення 3 UA 101310 C2 5 10 15 20 25 30 35 40 45 50 55 60 газового потоку в соплі та фіксоване співвідношення потужності між ними дозволяє створювати незалежне керування транспортним засобом в горизонтальній та вертикальній площині за рахунок механізму зміни шагу гвинта закріпленого на вихідному валу. Перше додаткова відмінність полягає у тому, що сопло з'єднано з корпусом шарніром і має механізм повороту. При старті екраноплану, виконаного за схемою "пряме літаюче крило" поворот струменя перпендикулярно до водної поверхні дозволяє підняти передню частину, що знижує опір при проходженні гідродинамічного бар'єру і відповідно зменшує потрібну тягу силової установки в цілому. Природно, що форма реалізації задуму винаходу не обмежується згаданими раніше варіантами та приведеними нижче прикладами, і що на основі принципового технічного рішення, викладеного спочатку характеристики сутності виноходу, можуть бути створені інші комбінації, зумовлені різним призначенням двигуна. Наприклад: 1) генератор стисного повітря в складі пульсуючого детонаційного двигуна, 2) окремо підйомний і окремо маршовий двигун для транспортних засобів спеціального призначення, Далі суть винаходу пояснюється описом газотурбінного підйомно-маршового двигуна і посиланнями на додані креслення. Фіг.1 Кінематична схема двигуна. Фіг.2 Модифікація двигуна з підвищеною вертикальною тягою та його інтеграція з корпусом літаючої платформи. Фіг.3 Схема двигуна який використовується як генератор стисного повітря в у складі пульсуючого детонаційного двигуна. Фіг.4 Схема двигуна в варіанті маршового двигуна. Фіг.5 Модифікація двигуна для екраноплана, виконаного за схемою "пряме літаюче крило", зовнішні стінки якого є частиною корпуса двигуна -1. Всередині двигун, що пропонується, в загальному випадку, тобто незалежно від реалізації задуму винаходу, містить наступні основні частини. Корпус двигуна - 1, (фіг.1,2) в верхній частині якого розташовані щільовий повітрозабірник - 2, призначений для забору атмосферного повітря в повітрохід - 3, в повітроводі розташовані ротори багатоступеневого поперечно-поточного нагнітача -4. Розхідний паливний бак -5, зовнішня стінка якого замикає контур повітроводу -3, і також є частиною корпуса -1. Знизу, в корпусі двигуна розміщена камера згоряння -6, яка з'єднана з повітроходом -3, і одноступенева газова турбіна -7, вісь якої має кінематичний зв'язок з осями роторів нагнітача всіх сходинок - 4 та вихідним валом редуктора -8 (фіг.1), на якому розміщений механізм - 9 зміни кроку гвинта - 10. Зв'язок створюється трансмісією в вигляді блока шестерень -11, закріплених на обох торцях корпусу 1. Двигун має систему керування тягою у вигляді "язика" -12 з відповіднім приводом, який на фіг. 1,2 не показаний. Сопло двигуна - 13 (фіг. 1,2) під'єднано знизу до корпусу 1, а механізм повороту сопла для відхилу газової струї -14 (фіг.2) до сопла та корпусу екраноплана. Для екраноплана сопло може бути виконано в відповідності з будь яким відомим технічнім рішенням. (див. Наприклад, французький патент 6 F 02 k 1/12 FR 2754323 ΑΙ [Двумерное сопло с устройством отклонения реактивной струи. Изобретения стран мира. Выпуск 065 МПК F 02 №8 Москва 1998.] Двигун призначений для генерації вихлопних газів у вигляді плаского струменя в об'ємі і при тиску, достатньому для динамічного утримання транспортного засобу в повітрі і керування по курсу, крену і тангажу, а також для, одночасного з утриманням створення обертального моменту на повітряному гвинті 10 (фіг.2), під'єднаному до вихідного вала редуктора (фіг. 1) через механізм зміні кроку - 9. Для екраноплана двигун призначений для підняття носової частини над поверхнею води на старті і створення надлишкового тиску під корпусом екраноплана після повороту сопел в процесі його руху. Природно, що в не показаних на кресленнях (оскільки це зрозуміло для спеціаліста) гідравлічної, паливної, електро- та маслосистемах, механізмі керування кроком гвинта повинні бути вмонтовані відповідні клапани, роз'єми та трубопроводи, розміщенні як зовні, так і всередині двигуна. Описаний вище варіант газотурбінного підйомно-маршового двигуна працює наступним чином. Від бортової допоміжної силової установки чи аеродромної сітки живлення подається напруга до ланцюгів контролю, керування та запуску двигуна. Роторам нагнітача - 4 (фіг. 1,2) надається обертальний рух. Атмосферне повітря через щільовий повітрозабірник - 2 потрапляє в перше коліно повітроходу, де захоплюється лопатями ротора нагнітача - 4. Створена при цьому діаметральна течія двічі перетинає профілі, що обертаються, та обтікаючи виникаючий всередині ротора - 4 вихор, зсунутий направляючим апаратом (на фіг. 1,2 не показаний), 4 UA 101310 C2 5 10 15 20 25 30 35 40 45 50 55 60 здійснює поворот на кут більше як 90. За допомогою "язика" - 13, який є частиною повітроходу повітря спрямовується послідовно в друге, третє і четверте коліно, де додатково стискається подібним чином. Переміщенням "язика" в першому коліні регулюється також тяга двигуна. Перший ступінь забезпечує максимальну продуктивність і є нагнітачем низького тиску, інші забезпечують максимальне стискання. Після парного числа поворотів потік стисного повітря має початковий напрямок і попадає в камеру згоряння - 6, де змішується з паливом в пропорції необхідній для роботи двигуна в пусковому режимі. Система запалення та паливопостачання здійснює підпал паливної суміші і безперервну подачу палива. Робочий газ, попадаючи на лопаті газової турбіни - 9, створює на її осі V обертальний момент, який через систему шестерень (на фіг. 1,2 не показані) на торцевій поверхні двигуна передається на осі нагнітача, вихідний вал редуктора -10 і джерело власного електропостачання (на фіг. 1,2 не показані). Допоміжна силова установка або аеродромне живлення відключаються. При ступені стискання в першому ступені 1,5 (нагнітач низького тиску), ступінь стискання в трьох наступних ступенях може бути доведена до 20 од. та більше. [Коровкин А.Г., Савчук А.Д., Долгополов А.А. Новые области применения диаметральных вентиляторов // Полет. № 4. 2002]. В шестиступінчатому нагнітачі - до 35-40. Після запуску, система керування переводить двигун до злітного режиму, при якому його тяга, для компенсації можливих турбулентностей атмосфери, перевищує вагу транспортного засобу на 10-15 %. При цьому гвинт 10 (фіг. 1) закріплений на вихідному валу 8 через механізм зміни навантаження 9 встановлений в нейтральному положенні. Після набору заданої висоти тяга двигуна за допомогою язика - 12 зменшується, крок гвинта за допомогою гідравлічного механізму керування кроком гвинта 9 збільшується і двигун, окремо від вертикальної тяги, починає забезпечувати горизонтальне переміщення транспортного засобу. Робота двигуна в режимі посадки здійснюється зворотним чином. Відбір стисного повітря від нагнітача може бути використаний для газодинамічного керування транспортним засобом. 1. Приклад виконання двигуна підвищеної потужності, інтегрованого з щільовим ежекторним підсилювачем тяги для літаючої платформи (фіг.2). Підвищена потужність створюється додаванням двох сходинок нагнітача до чотирьох представлених на фіг.1, використанням двигуна, який містить три секції та їх розташуванням з країв конфузора ЕУТ. На фіг.2 приведена схема двох трисекційних двигунів, інтегрованих з щільовим ЕУТ. Середня секція підйомної, а крайні підйомно-маршовими. Двигун має шестиступеневий нагнітач з високим ступенем тиску повітря, а його гвинти обертаються в режимі "тягни-штовхай". Двигун працює в послідовності, що згадана раніше. Робочий газ з сопла 13 потрапляє в камеру зміщення щільового ЕУТ- 15, розташованого з бортів корпуса платформи-16, де створюється низький тиск і атмосферне повітря, яке проходить через конфузом, змішується з вихлопом двигуна, та через дифузор викидається в атмосферу. При цьому маса викиду збільшується, а швидкість зменшується, що зменшує ерозію ґрунту. Коефіцієнт тягопідсилювання для ЕУТ такого типу ~ 1,8-2,0 [Ененков В.Г., Клячкин А.Л., Коротаев B.C., Супрун В.М. Авиационные эжекторные усилители тяги. - Μ.: Машиностроение, 1980. 133 с.], роздільне управління тягою секцій дозволяє використовувати їх для управління транспортним засобом по керну і тангажу. 2. Приклад виконання двигуна як компресора наддуву в пульсуючому детонаційному двигуні (фіг.3). Двигун додатково має клапан перепуску частини стиснутого повітря 17, закріплений на повітроході між другою і третьою ступенями нагнітача і прилад для підтримки постійного тиску наддуву (на фіг. не показано). Частина стиснутого повітря змішується з паливом; потрапляє в прилад підготовки паливної суміші 18, де вона розкладається на компоненти, маючи вибуховий характер горіння, а потім - в резонатор 19, де відбувається її стиснення до 150-200 од. в пульсуючому резонансному режимі і згоряння з частотою вибухів 3-5 кГц. 3. Приклад виконання двигуна в маршовому варіанті (фіг.4). У випадку використання непарної кількості сходинок нагнітача вхідний потік повітря ортогональний вихідному потоку робочого газу, як це показано на фіг.4. Двигун працює в приведеній вище послідовності. Двигун дозволяє уникнути використання тягнучих чи штовхаючих гвинтів в транспортному засобі. При цьому площа лобової проекції транспортного засобу менша, що знижує вразливість двигуна і підвищує надійність використання транспортного засобу у військових та інших спеціальних цілях. [Подзирей Ю.С. Мобильный технологический комплекс для дистанционной обработки радиоактивных отходов.// Авиационно-космическая техника и технология. №4 2011]. 4. Двигун для екраноплана, виконаного за схемою "пряме літаюче крило"(фіг.5). З метою попередження потрапляння забортної води до повітрозабірника -2 двигуна, коліна повітроходу виконані у вигляді сходинок. Це дозволяє максимально віддалити повітрозабірник 5 UA 101310 C2 5 10 15 20 25 30 35 40 45 50 55 від водної поверхні. При запуску на старті, сопло 13 піднімається над рівнем води за рахунок зміни центровки екраноплана. Для чого приймається баласт в ємність 21 і ватерлінія займає положення 22. Після запуску баласт відкачується, сопло 13 засобом механізму 20 обертається навколо верхньої точки кріплення, створюючи одночасно вертикальну та горизонтальну тягу. Двигун, разом з маршовими двигунами 23, переводиться на злітний режим. Можливість практичної реалізації заявленого двигуна також підтверджена даними випробувань. Проведений експеримент, в котрому показана можливість стискання повітря в проточному режимі двома послідовно з'єднаними поперечно поточними нагнітачами (перший і другий ступінь на фіг. 1). Робота поперечно поточного нагнітача при швидкості вхідного потоку відмінному від нуля раніше не розглядались. (В крайньому разі, заявнику такі данні не відомі.) Представляло інтерес оцінити її вплив на коефіцієнт підвищення тиску та показати принципову можливість отримання стисного повітря таким чином. Використовувались кожухи та два послідовно з'єднаних ротори вентиляторів фірми Ebm-papst: QLN 65 та QL 4 з діаметром ротора 65 і 40 мм відповідно. В зв'язку з тим, що конструкція пропонованого двигуна допускає обертання роторів з різними швидкостями, їх обертання здійснювалось двома електродвигунами постійного струму з роздільним регулюванням в діапазоні від двох до семи тисяч обертів за хвилину. Вимірювання швидкості повітряного потоку та коефіцієнта підвищення тиску проводилися при довжині обох роторів - 200мм. Було встановлено наступне: 1. швидкість повітряного потоку на виході тандема визначається обертами ротора останнього ступеня, навіть у випадку суттєво більшої швидкості обертання першого ступеня, 2. при обертах для першого ступеня 2000 та для другого ступеня 7000 об/хв. статичний тиск повітря на виході досягав 3 атм., що дозволяє розглядати тандем двох нагнітачів як компресор. Специфічними особливостями двигуна є: 1. Можливість створення тяги в двох ортогональних напрямках при фіксованому, відносно транспортного засобу положенні двигуна. 2. Підвищена питома потужність внаслідок високого коефіцієнта виробництва нагнітача і коефіцієнта підвищення тиску, які зумовлені дворазовим використанням кожної лопаті: прискорюючий потік за рахунок центронаправленої сили, гальмуючої його за рахунок створення вихору і знову прискорюючий потік за рахунок відцентрової сили. 3. Відсутність осьових втулок розмішених в центрі потоку повітря, великою площею щільового повітрозабірника. 4. Конфігурація поперечного перерізу сопла дозволяюча можливість отримання пласкої протяжної газового струменя без гідродинамічних втрат. 5. Простота та надійність керування тягою двигуна за рахунок переміщення "язика" або короткої заслінки на повітрозбірнику (на фіг. 1,2 не показана). 6. Зменшений габарит двигуна по висоті, обумовлений конфігурацією повітрозабірника і відсутністю статорних лопатей. 7. Простота і доступність обслуговування трансмісії та редуктора, шестеренчасті передачі яких розташовані на торцях двигуна поза корпусом. 8. Можливість конструктивного нарощування потужності двигуна за рахунок збільшення його довжини за умов збереження габариту по висоті. 9. Дешевизна виробництва лопатей нагнітача і турбіни, форма яких дозволяє використовувати метод низькотемпературної екструзії. Прийнятий зараз для виготовлення лопатей ГТД метод спрямованої кристалізації націлений на усунення поперечних границь зерен, для чого використовуються спеціальні модульні вакуумні печі з двозонним нагрівачем та рідкометалевим охолоджувачем. Подібна структура легко створюється також методом безпоршневої низькотемпературної екструзії з використанням як середовища передаючого тиск, металу індію. Нова форма лопатей дозволяє застосувати для їх виготовлення такий простий та ефективний метод. [Хаймович П.А. Криодеформация металлов при всестороннем сжатии// Вопросы атомной науки и техники №4 2006 (Серия: физика радиационных повреждений и радиационное материаловедение)]. Особливостями використання газотурбінного підйомно-маршового двигуна є: можливість послідовного з'єднання кількох двигунів через гнучкі самодіючі муфти, які дозволяють відключати аварійний двигун силової установки; робота двигунів на єдиний щільовий ежекторний підсилювач тяги з периферійною подачею робочого газу, можливість створення горизонтальної тяги за допомогою тягнучого та штовхаючого гвинтів одночасно - при присутності редукторів з обох торців двигуна. 60 6 UA 101310 C2 ФОРМУЛА ВИНАХОДУ 5 10 15 1. Газотурбінний підйомно-маршовий двигун, який має вихідний вал з закріпленим на ньому механізмом зміни навантаження, корпус, повітрозабірник, редуктор, трансмісію, сопло; розташовані в корпусі роторний багатоступеневий лопатевий нагнітач повітря, систему електропостачання та запуску, змащення, керування і подачі палива, а також газову турбіну з робочим колесом, з'єднану трансмісією з нагнітачем і редуктором, камеру згоряння, закріплену в корпусі проміж нагнітачем і газовою турбіною так, що вони разом з повітрозабірником, корпусом і соплом створюють у сукупності повітровід, який відрізняється тим, що повітровід після повітрозабірника має вигнуту форму, яка містить коліна, що лежать в одній площині і створюють відкритий контур; всередині колін розташовані ротори з лопатями, які мають витягнуту в плані прямокутну форму і з'єднані з повітроводом так, що вони створюють поперечно-поточний нагнітач; трансмісія та редуктор розташовані на зовнішній поверхні корпуса, а повітрозабірник, корпус, нагнітач, камера згоряння, газова турбіна з робочим колесом напіввідкритого типу і сопло мають витягнуту в плані форму і розташовані так, що їх повздовжні осі, осі роторів нагнітача та вісь вихідного вала редуктора паралельні. 2. Газотурбінний підйомно-маршовий двигун за п. 1, який відрізняється тим, що сопло з'єднано з корпусом шарніром і містить механізм повороту. 7 UA 101310 C2 Комп’ютерна верстка Г. Паяльніков Державна служба інтелектуальної власності України, вул. Урицького, 45, м. Київ, МСП, 03680, Україна ДП “Український інститут промислової власності”, вул. Глазунова, 1, м. Київ – 42, 01601 8