Турбореактивний двигун з форсажною камерою

УКРАЇНА (19) UA (11) 58769 (13) U (51) МПК (2011.01) F02K 1/00 F02K 3/08 (2011.01) F02K 7/00 F02K 3/11 (2011.01) МІНІСТЕРСТВО ОСВІТИ І НАУКИ УКРАЇНИ ДЕРЖАВНИЙ ДЕПАРТАМЕНТ ІНТЕЛЕКТУАЛЬНОЇ ВЛАСНОСТІ ОПИС видається під відповідальність власника патенту ДО ПАТЕНТУ НА КОРИСНУ МОДЕЛЬ (54) ТУРБОРЕАКТИВНИЙ ДВИГУН З ФОРСАЖНОЮ КАМЕРОЮ  ' C F' C    100%, при V  0, n  1    '  н ср Fнср    де R - тяга ТРДФ при VП=0; VП - швидкість польоту; Р*нср - статичний тиск загальмованого потоку у перерізі Г-Г ТРДФ при VП=0; FHср - площа газодинамічного тракту у перерізі Г-Г ТРДФ; Р*нср FHср - середня первинна рушійна сила від зміни статичного тиску газового потоку у перерізі Г-Г зони К-С ТРДФ при VП =0, приведена до зони спокійного потоку Н, термін "первинна" стосується дії, тобто спочатку іде зміна статичних тисків (ста U (13) 58769 (11) тання, при якому гідравлічні кути β1та β2 лопаток обертового направляючого апарата забезпечують закручування газового потоку в зоні прискореного потоку протилежно напряму обертання обертового направляючого апарата 23 та ротора осьового компресора низького тиску 37, а модулі осьових компресорів середнього 2 та високого 3 тиску мають, наприклад, по три робочих колеса з окремим приводом через зубчасті колеса редукторів 15, 16, передаточні відношення котрих забезпечують збільшення їх оборотів по ходу потоку, при цьому перші робочі колеса 17, 18 модулів осьових компресорів середнього 2 та високого 3 тиску, які виконані у вигляді роторів з двома, наприклад, робочими колесами, жорстко зв'язані з привідним валом ротора турбіни 19 і мають однакові обороти, а треті робочі колеса 20, 21 модулів осьових компресорів середнього 2 та високого 3 тиску виконано у вигляді ротора з двома, наприклад, робочими колесами, а на вихідному перерізі реактивного сопла Лаваля 7 розташовані регулюючі стулки 8, при цьому розрахунок тяги та польотного (тягового) ККД двигуна виконаний за формулами: R = Р*нсрFнср – PСFС, при VП = 0, R' = Р*'нср F'нср – P'СF'С, при VП > 0, де Р*'нср = Р*нср ±  Р*нср.  CFC    100%, при V  0,    1      н ср Fнср    UA (21) u201011470 (22) 27.09.2010 (24) 26.04.2011 (46) 26.04.2011, Бюл.№ 8, 2011 р. (72) МАМЕДОВ БОРИС ШАМШАДОВИЧ (73) ЗАПОРІЗЬКИЙ НАЦІОНАЛЬНИЙ ТЕХНІЧНИЙ УНІВЕРСИТЕТ (57) Турбореактивний двигун з форсажною камерою, який включає модуль вхідного надзвукового пристрою, модуль осьового компресора, модуль камери горіння, модуль турбіни, модуль форсажної камери, модуль реактивного сопла Лаваля , оптимальні розміри яких регламентуються розрахунком тяги та польотного (тягового) ККД, який відрізняється тим, що містить універсальний модуль вхідного дозвукового та надзвукового пристрою 1, що складається із зовнішній обичайки 38 та центрального тіла 40, які формують канал газодинамічного тракту 10, який включає ротор осьового компресора низького тиску 37, перед яким у каналі газодинамічного тракту 10 розташовано перше по ходу газового потоку робоче колесо 23, яке не стискує газовий потік, а служить тільки обертовим направляючим апаратом з заданим законом обертання, яке жорстко зв'язане з вихідним внутрішнім валом 35 редуктора 14 КНТ, на протилежному кінці якого жорстко встановлене ведене зубчасте колесо 33, яке через проміжні зубчасті колеса 28, 29, жорстко встановлених на проміжному валу редуктора КНТ 30, зв'язане з ведучим зубчастим колесом 32, яке жорстко встановлене на привідному валу редуктора 31, а ротор осьового компресора низького тиску 37 жорстко зв'язане з зовнішнім коаксіальним вихідним валом редуктора 36, на протилежному кінці якого жорстко встановлене ведене зубчасте колесо 34, яке через проміжні зубчасті колеса 27, 29, жорстко встановлених на проміжному валу 30 редуктора КНТ 14, зв'язане з ведучим зубчастим колесом 32, яке жорстко встановлене на привідному валу редуктора 31, при цьому передаточні відношення зубчастих коліс 27, 34, 28, 33, 29, 32 редуктора забезпечують збільшення оборотів робочих коліс по ходу газового потоку, їх узгоджене з заданим законом обер 2 (19) 1 3 58769 4 тики), а потім іде зміна швидкості газового потоку (динаміки); РС - статичний тиск газового потоку у вихідному перерізі С-С регульованого реактивного сопла Лаваля ТРДФ при VП = 0; FС - регульована площа вихідного перерізу С-С реактивного сопла Лаваля ТРДФ при VП = 0; PCFC - сила опору у вихідному перерізі С-С регульованого реактивного сопла Лаваля ТРДФ при VП = 0; R' - тяга ТРДФ при VП > 0, Р*'нср - статичний тиск загальмованого потоку у перерізі Г-Г ТРДФ при VП > 0, залежить від С'ср абсолютної осьової швидкості потоку у перерізі ГГ; Р*'нср FHср - середня первинна рушійна сила від зміни статичного тиску газового потоку у перерізі Г-Г зони К-С ТРДФ при VП >0, приведена до зони спокійного потоку Н; Р'С - статичний тиск газового потоку у вихідному перерізі С-С регульованого реактивного сопла Лаваля ТРДФ при VП > 0; F'С - площа вихідного перерізу С-С регульованого реактивного сопла Лаваля ТРДФ при VП > 0; P'СF'С - сила опору у вихідному перерізі С-С регульованого реактивного сопла Лаваля ТРДФ при VП > 0; ±  Р*нср - знижування або прирощення статичного тиску загальмованого потоку у перерізі Г-Г ТРДФ при VП > 0;   - тяговий ККД ТРДФ при VП = 0; Корисна модель відноситься до галузі авіадвигунобудування . Відомо, що сучасна теорія повітря-реактивних двигунів (ПРД) базується на фундаментальних формулах тяги та польотного (тягового) ККД академіка Б.С.Стєчкіна, яку він вивів у 1929 році, див.[1], с.46, 50: R=GГ(CС-VП)+(PС-PH)FС, (1) 2   , C (2) 1 C V та на фундаментальній теоремі про підйомну силу продуваємого профілю, професора Н.Є.Жуковського, яку він вивів у 1912 році, див.[2], с.53: (3)     , де R - тяга ПРД, GГ - секундна витрата газового потоку через двигун; СС - абсолютна осьова швидкість газового потоку у вихідному перерізі С-С реактивного сопла ПРД, див.[1], с.44, рис. 1.22, 1.23; VП - швидкість польоту; РС - статичний тиск у вихідному перерізі реактивного сопла ПРД; РН - статичний тиск навколишнього середовища; FС - площа вихідного перерізу С-С реактивного сопла ПРД; Р - підйомна сила профілю, що продувається;   - польотний (тяговий) ККД;  - щільність потоку;  Wu - різниця закрутки потоку по W, див.[2], с.55, рис.2.25. Сучасна теорія ПРД поділяється на дві частини: теоретичну та експериментальну. Експериментальна частина - це основа, на яку треба опиратися при певних теоретичних висновках. Проаналізуємо формули (1), (2), (3) на відповідність експериментальному досвіду сучасної теорії ПРД: 1. Згідно формули тяги (1) при Рс>Рн, тобто при не дорозширених газових потоках, тяга двигуна збільшується. Експериментальна частина сучасної теорії ПРД цього не підтверджує, навпаки, вона встановлює, що при Рс>Рн тяга любого ПРД знижується, див.[1], с.161, рис.6.3, при Пс.р>Пс.розр.. 2. Згідно формули тяги (1) збільшення Fc при Рс>Рн призводить до суттєвого збільшення тяги ПРД. Експериментальна частина сучасної теорії ПРД цього не підтверджує, навпаки, вона встановлює, що при Рс>Рн збільшення Fc завжди призводить до знижування тяги любого ПРД, див. там же. 3. При Рс=Рн формула тяги (1) перетворюється на: R=GГ( C c  Vп ), (4) згідно якої збільшення Vп(Mп), (де Мп - умовне позначення швидкості звука) завжди призводить до знижування тяги любого ПРД, а при СС=Vп тяга любого ПРД дорівнює нулю. Експериментальна частина сучасної теорії ПРД цього абсолютно не підтверджує, навпаки, вона встановлює, що при збільшенні Vп(Мп), тяга любого ТРД збільшується І при Vп(Mп)=Cс в декілька разів перевищує тягу ТРД при Vп=0, див.[1], с.261, рис.8.48. 4. При РС = РН, VП=0 формула тяги (1) перетворюється на (5) R  Gг С с , згідно якої розрахунок тяги любого ПРД не відповідає реальній тязі ПРД, завжди на 3-4% менше. 5. Аналіз формули тяги (1) показує, що до складової частини, GГ(Сс–Vп), яка є імпульсом сили тяги з розмірністю кГс, додається друга скла   - швидкість потоку у безкінцевості (перед і за профілем однакова), Г - циркуляція швидкості потоку навколо профілю, дорівнює добутку tWu  , де t - відстань між профілями, див.[2], с.55, рис.2.24;   - польотний (тяговий) ККД ТРДФ при VП > 0. 5 дова, (Рс–Рн)Fс, з розмірністю кг, така суміш розмірностей у науці не допускається. 6. Згідно формули по льотного (тягового) ККД (2) при Vп=Cс польотний (тяговий) ККД любого ПРД сягає 100%, а при Vп>Cс польотний (тяговий) ККД сягає більше 100%, що є повним порушенням Закону збереження енергії, оскільки ні в природі, ні в техніці не існує таких ККД. 7. Згідно теореми про підйомну силу продуваємого профілю, див. формулу (3), максимальний тиск потоку на коритці продуваємого профілю знаходиться там, де циркуляція (tWu) максимальна, тобто на вихідній кромці профілю, але експериментальна частина сучасної теорії ПРД цього абсолютно не підтверджує, навпаки, вона встановлює, що максимальний тиск потоку на коритці профілю, що продувається, знаходиться в зоні вхідної кромки, див. [2], с.68, рис.3.3, див. [3], [4]. Тому фізична основа процесу генерування підйомної сили профілю, що продувається за рахунок циркуляції (tWu) пояснена помилково, а теорема про підйомну силу профілю, що продувається, див. формулу (3), порушує закони механіки течії рідин та газів. Підйомну силу профілю, що продувається, необхідно розглядати тільки як функцію від тяги, що генерується профілем, що продувається, див. [3], вивід формул підйомної сили профілю, що продувається. Таким чином, формулитяги, польотного (тягового) ККД (1), (2), та теорема про підйомну силу профілю, що продувається, формула (3), не можуть бути фундаментальними, оскільки порушують усі закони механіки течії рідин та газів. Недоліки формул тяги, польотного (тягового) ККД (1), (2), та теореми про підйомну силу профілю, що продувається, формула (3) базуються на неточному застосуванні рівняння Ейлера та повній відсутності кінематичного аналізу. Відомо, що усі рушії на неперервних потоках, включаючи ПРД, мають однакові зони, див. [3], [4], фіг.1 цієї заявки: Н-В - зона входу газового потоку, В-К - зона стиснення газового потоку, К-С - зона прискореного потоку, С-Н1 - зона реактивної струмині, які регламентують однакову методу виводу однакових формул тяги та польотного (тягового) ККД для усіх, без винятку, рушіїв на неперерваних потоках, що є фундаментальною основою утворення єдиної теорії і розрахунку рушіїв на неперерваних потоках та визначення суттєвих напрямків технічного прогресу у галузі авіадвигунобудування. Основою для виводу формули тяги, польотного (тягового) ККД ТРДФ є кінематичний аналіз характеру зміни осьових швидкостей, прискорень потоку (динамічних-інерційних сил), первинних рушійних сил від зміни статичного тиску газового потоку у межах контрольного контуру Н-Н1 де Н - зона спокійного газового потоку, початок руху часток газового потоку, Н1 - зона спокійного газового потоку, кінець руху часток газового потоку. На базі кінематичного аналізу рівняння Ейлера застосовуємо як перевірочний варіант розрахунку тяги любого рушія на неперерваних потоках. 58769 6 Кінематичний аналіз, який уперше проводиться для виводу формул тяги та польотного (тягового) ККД ТРДФ, показує, див. фіг.1в, що загальна сума динамічних (інерційних) сил у межах контрольного контуру H-H1 завжди дорівнює нулю, цей же аналіз показує, що рушійні сили у зоні Н-В, див. фіг.1г, взаємно знищуються рушійними силами від зміни статичного тиску зони В-К. У зоні реактивної струмині градієнт рушійних сил від зміни статичного тиску завжди дорівнює нулю, оскільки у реактивній струмині, згідно закону Бойля-Маріотта, PіFі=const, газовий потік рухається у реактивній струмині тільки під дією інерційних сил. Таким чином, кінематичний аналіз показує, що не скомпенсованою зоною рушійних сил від зміни статичного тиску, у якій генерується тяга ТРДФ, є зона К-С - зона прискорення потоку під дією градієнта рушійних сил від зміни статичного тиску, тяга у котрій, згідно з рішенням, що заявляється, розраховується як: R=Р*нсрFнср–PСFС, при VП=0, (6) R'=Р*’нср F'нср–P’СF’С, при VП>0, (7) де Р*’нср=Р*нср±  Р*нср. Тобто, тяга ТРДФ, або любого рушія на неперервних потоках, є різниця між середньою рушійною силою у зоні К-С (Р*нсрFнср) та силою опору (PCFC), приведених до зони спокійного потоку Н. По розрахункам середній переріз у зоні К-С співпадає з перерізом Г-Г ТРДФ, див. фіг.1. для двоконтурних ТРДД, при умові однакових Рс по першому та другому контурам, під Fc треба розуміти сумарну площу вихідних перерізів по першому та другому контурам. Треба відмітити, що середній статичний тиск у перерізі Г-Г, Р*нср, при VП>0 повністю залежить від зміни середньої абсолютної осьової швидкості потоку С’ср у цьому же перерізі, а потуга ТРДФ завжди дорівнює множенню RCcp при VП=0, R'С'сp при VП>0, тому польотний (тяговий) ККД ТРДФ згідно з рішенням, що заявляється, розраховується як:  CFC     1  н Fн   ср ср      100%, при V  0, (8)     ' C F' C   n   1    100%, при V  0, (9)   ' н срFн ср    Для виводу формули тяги ТРДФ за допомогою рівняння Ейлера треба обидві частини цього рівняння поділити на t з метою переходу на розмірність кГ або Н, після чого рівняння Ейлера має вигляд другого закону І.Ньютона: V (10) m   m      i , t де mГ - секундна витрата маси газового потоку через трубку току у зоні К-С, див. фіг.1г; V - різниця абсолютної осьової швидкості газового потоку на виході V2 (переріз С-С) та на вході V1 (переріз К-К) у трубку току у зоні К-С; t - термін імпульсу зовнішніх сил, діючих на трубку току у зоні К-С, або термін переміщення потоку від переріза 1 (К) до переріза 2 (С); 7 58769 V   - зміна прискорення потоку у зоні К-С; t mГ - зміна сили інерції газового потоку у зоні К-С, яка є однією із зовнішніх сил, діючих на трубку току у цій зоні;  i - сума усіх інших зовнішніх сил, включаючи силу тяги R ТРДФ, реакції відокремлених потоків, які діють на трубку току у зоні К-С. У цьому випадку рівняння Ейлера (10) читається тільки так: зміна сили інерції потоку mГ, яка є однією із зовнішніх сил, діючих на трубку току у зоні К-С, завжди дорівнює сумі всіх інших зовнішніх сил, включаючи силу тяги R ТРДФ, а також реакції відокремлених потоків від інерційних (динамічних) сил та рушійних сил від зміни статичного тиску, діючих на переріз К зліва, від зони Н-К, та на переріз С справа від зони С-Н1. Запишемо рівняння Ейлера (10) у векторній формі: m    ін1  ін2   * нсрFнср  СFС  R, (11) де Рін1, - реакція відокремленого потоку зони Н-К від інерційних (динамічних) сил, яка діє на переріз К зліва; Рін2 - реакція відокремленого потоку зони С-Н1 від інерційних (динамічних) сил, яка діє на переріз С справа; Р*нсрFнср - середня рушійна сила від зміни статичного тиску, яка діє на трубку току у зоні К-С; PCFC - сила опору; R - тяга двигуна. Реакції відокремлених потоків у зоні Н-К та СН1, які діють на перерізі К, С з боку градієнта рушійних сил від зміни статичного тиску, завжди дорівнюють нулю, тому рівняння Ейлера (11) можна записати як : ін1  m   ін2  R   * нсрFнср  СFС (12) Ліва частина цього рівняння є сума інерційних (динамічних) сил у межах контрольного контуру НН1, яка завжди дорівнює нулю, тоді у модульній формі: 0=-R+P*нсрFнср–PСFС, (13) R=Р*нсрFнср–PСFС, при VП=0, (6) R'=Р*’нсрFнср–P’СF’С, при VП>0, (7) Для ТРДФ з нерегулюємим реактивним соплом Лаваля при форсажі при VП=0 тяга збільшується тільки за рахунок знижування Р'С, для ТРДФ з регулюємим реактивним соплом Лаваля при форсажі при VП=0 тяга збільшується тільки за рахунок знижування РС і FС, (Р'СF'С ), див. Формулу (6). Таким чином, виведені на основі кінематичного аналізу формули тяги (6), (7) та польотного (тягового) ККД (8), (9) дають принципово нове уявлення про реальний процес генерування тяги усіма рушіями на неперервних потоках, дають можливість позначити реальні шляхи технічного прогресу у галузі авіадвигунобудування, включаючи ТРДФ, дають можливість дуже просто розбиратися і пояснювати любі фізичні явища, які мають місце у любому ПРД, включаючи ТРДФ. Відомими аналогами турбореактивного двигуна з форсажною камерою, який включає модуль вхідного надзвукового пристрою внутрішнього або змішаного стиснення, який складається із зовніш 8 ньої обичайки та центрального тіла, які формують канал газодинамічного тракту, модуль осьового компресора, модуль камери горіння, модуль турбіни, модуль форсажної камери, модуль реактивного сопла Лаваля, оптимальні розміри яких регламентуються розрахунком тяги та польотного (тягового) ККД, є ТРДФ, представлений в [1] на с.16, рис. 1.2, на с.89, рис.3.9, II, ІІІ. Модуль - це окрема складальна одиниця. Головним конструктивним недоліком цього типу ТРДФ на будь-яких швидкостях польоту та при VП=0 є наявність кінематичної зони жорсткого (пружного) удару у перерізі В, див. фіг.1в, фіг.2в, та всі інші конструктивні недоліки, пов'язані з головним, які описані у критиці прототипу. Також відомий турбореактивний двигун з форсажною камерою, який включає модуль вхідного надзвукового пристрою зовнішнього стиснення, що складається із зовнішньої обичайки та центрального тіла, які формують канал газодинамічного тракту, модуль осьового компресора, модуль камери горіння, модуль турбіни, модуль форсажної камери, модуль реактивного сопла Лаваля, оптимальні розміри яких регламентуються розрахунком тяги та польотного (тягового) ККД, є ТРДФ, представлений в [1] на с.16, рис.1.2, на с. 89, рис.3.9,І, який ми обираємо за прототип. Головні конструктивні недоліки цього типу ТРДФ роздивимось на етапі зльоту, фіг.1, коли зона спокійного потоку Н знаходиться на певній відстані від вершини конуса центрального тіла, та на розрахунковому режимі, фіг.2, коли зона спокійного потоку Н посідає на вершині конуса центрального тіла, див. [1], с.16, рис.1.2: 1. На етапі зльоту та при наборі швидкості польоту до 1,5 Мп стоячі ударні хвилі зовнішнього стиснення газового потоку ще не спрацьовують. ТРДФ з форсажем, або без форсажу, злітає як рядовий ТРД. Першим головним конструктивним недоліком усіх ТРД, включаючи ТРДФ, на будьяких швидкостях польоту та при VП=0 є наявність кінематичної зони жорсткого (пружного) удару у перерізі В, див. фіг.1в, фіг.2в. Це пояснюється тим, що у зоні Н-В існує найгірша форма руху часток газового потоку - рух з наростаючим прискоренням, позитивний tg (прискорення потоку) від зони Н до перерізу В постійно зростає, а у перерізі В tg миттєво змінює своє значення на негативне, що є чітким свідченням наявності у перерізі В кінематичної зони жорсткого (пружного) удару, яка генерує потужні ударні хвилі у коливальному режимі, які розповсюджуються однаково по усім напрямкам. Сила удару у перерізі В розраховується як: (14) Руд = mГ – уд = СFBуд, де mГ - масова секундна витрата газу через двигун;  - щільність потоку у перерізі В; С - абсолютна осьова швидкість газового потоку у перерізі В; FB - площа газодинамічного тракту у перерізі В; уд - прискорення газового потоку при ударі у перерізі В, див. фіг.1в, фіг.2в. Потуга удару розраховується як: (15) Nуд = РудСр, 9 де Ср - швидкість розповсюдження ударної хвилі у коливальному режимі від перерізу В. Таким чином, підвищення Са, уд, щільності потоку , входячого у двигун, при збільшенні швидкості польоту, суттєво збільшує силу та потугу ударних хвиль у коливальному режимі, генеруємих у кінематичній зоні жорсткого (пружного) удару у перерізі В, див. формули (14), (15). Ці потужні ударні хвилі у коливальному режимі, які направлені проти потоку, завжди гальмують останній, що призводить до збільшення кутів атаки на вхідних кромках лопаток першого робочого колеса компресора вище (5-7)°, при одночасному генеруванні розвиненого зриву потоку зі спинок лопаток, заглушенню двигуна, знижуванню безпеки польотів. Сила та потуга ударних хвиль, генеруємих у кінематичній зоні жорсткого (пружного) удару у перерізі В, регламентує розрахунковий тиск у цьому перерізі, який досягається відповідною розрахунковою швидкістю ТРДФ у польоті, при досягненні якої перед двигуном генерується вибита головна стояча ударна хвиля з усіма негативними наслідками. Відомо, що при наборі швидкості польоту ~1,5 Мп перед дозвуковим повітрязабірником генерується вибита головна стояча ударна хвиля, див. [1], с.84, рис.3.4. Кінематичний аналіз показує, що фізичною основою генерування вибитої головної стоячої ударної хвилі як для ТРДФ так і для ТРД є ударна хвиля, яка генерується у кінематичній зоні жорсткого (пружного) удару у перерізі В, потуга котрої зростає зі збільшенням щільності потоку, входячого у двигун. При розповсюдженні проти потоку ця ударна хвиля зупиняється там, де її кінетична енергія розповсюдження дорівнює кінетичній енергії набігаючого потоку. Ця вибита головна стояча ударна хвиля для ТРД і ТРДФ призводить тільки до негативних наслідків: до появи помпажу - нестійкої роботи двигуна, пов'язаної з низькочастотним, але високоамплітудним коливанням тяги двигуна при одночасному збільшенні лобового опору, загубленню повного тиску газового потоку, входячого у двигун, за рахунок знижування його динамічної складової, тобто за рахунок знижування С, що призводить до знижування тяги двигуна та до збільшення кутів атаки на вхідних кромках лопаток першого робочого колеса компресора вище 5-7°, розвиненому зриву потоку зі спинок лопаток, заглуханню двигуна у польоті, знижуванню безпеки польотів. Це стосується любих ПРД: ТРД, ТГД, ТРДД, ТГВД, ТРДФ та інших. Якщо вибита головна стояча ударна хвиля зупиняється неподалік від перерізу В, наприклад, у дифузорній частині газодинамічного тракту модуля вхідного пристрою для понадзвукових швидкостей польоту ТРДФ, то має місце "туркотання", який характеризується високочастотним, але низькоамплітудним характером зміни тяги двигуна. Ці високочастотні, але низькоамплітудні коливання передаються усьому літаку, що може привести до флатеру останнього у польоті. Це теж стосується будь-яких ПРД. Відомо, що "туркотання" у ТРДФ усувають за рахунок підвищення статичного тиску (щільності газового потоку) у перерізі В, див. [1], с.102. Кіне 58769 10 матичний аналіз пояснює це тим, що додаткове гальмування газового потоку у зоні Н-В, з метою підвищення статичного тиску у перерізі В, завжди призводить до знижування характеристики зміни абсолютних осьових швидкостей газового потоку у цій зоні, до знижування С та прискорення удару, уд, при цьому сила удару у перерізі В знижується, оскільки темпи знижування (Суд) суттєво перевищують темпи збільшення щільності потоку , див. формулу (14). Знижування сили удару у перерізі В призводить до знижування потуги ударних хвиль у коливальному режимі, генеруємих у цій зоні, до усунення "туркотання". Позитивом цього процесу є забезпечення працездатності ТРДФ, негативом є знижування ККД, С, П*к, Р*нср, тяги двигуна. 2. Другим головним конструктивним недоліком усіх ТРД, ТРДФ є збільшення С вище розрахункового значення для злітного режиму на перших секундах зльоту при VП=(0,240,3) Мп, тобто, коли польотна тяга любого двигуна (ТРД, ТРДД, ТРДФ та інших) знижується, див. [1], с.49, рис. 1.24. Це пояснюється тим, що у польоті перед модулем вхідного пристрою любого двигуна генерується зона загальмованого потоку 1, див. фіг.1а. Зона загальмованого потоку - це фізичне явище, яке має місце перед будь-яким рухаючимся тілом у будь-якому середовищі. Відомо, що на будь-яку частку газового потоку у межах контрольного контуру Н-Н1 при Vn>0 діє додаткова робота - кінетична енергія від переносної швидкості польоту VП, яка завжди направлена проти потоку, гальмуючи останній, та основна робота - кінетична енергія від абсолютної осьової швидкості потоку Cі, яка завжди направлена за потоком. Загальна кінетична енергія (робота), яка прикладена до любої частки газового потоку у межах контрольного контуру Н-Н1 описується рівнянням: C  V 2 (16)   mГ  i 2 Кінематичний аналіз показує, що при VПСі. Уся додаткова кінетична енергія від переносної швидкості польоту VП згідно рівняння Бернуллі іде на додаткове стиснення газового потоку при одночасному знижуванні його абсолютної осьової швидкості Cі. У перерізі Н уся додаткова кінетична енергія (робота) від переносної швидкості, mГVП2/2, іде на стиснення основного потоку, тому у перерізі Н статичний тиск Р*Н суттєво перевищує РН. Явище стиснення газового потоку перед повітрязабірником ТРД відомо, див. [1], с.82. Форма зони загальмованого потоку показана на фіг.1а, де заштрихована зона 1 - це дросельна зона загальмованого потоку H-f, 2 - обрійна лінія дросельної зони загальмованого потоку зі статичним тиском Р*Н, яка закінчується на вхідному перерізі обичайки модуля вхідного пристрою ТРДФ, 3 - умовна лінія статичного тиску РН, яка закінчується на внутрішній поверхні обичайки модуля вхідного пристрою ТРДФ у перерізі В, 4 - умовна лінія розрахункового статичного тиску (нижче РН при зльоті) у 11 перерізі f, яка закінчується на внутрішній поверхні обичайки модуля вхідного пристрою ТРДФ у перерізі В, формуючи дросельну зону загальмованого потоку H-f, 5 - зона прискореного потоку f-B. Така форма загальмованого потоку пояснюється нерівномірністю осьових абсолютних швидкостей потоку Сі на вході у модуль вхідного пристрою (повітрязабірника) усіх ТРД, див. [1], с.83, рис.3.3, тобто зона загальмованого потоку раніше генерується там, де абсолютна осьова швидкість потоку Сі має менше значення - на периферії потоку. Градієнт статичних тисків у зоні Н-В, включаючи дросельну зону загальмованого потоку H-f, завжди направлений за потоком, газодинамічні характеристики потоку у перерізі f (осьова абсолютна швидкість потоку, тиск) залишаються такими, як при VП=0, загальна кінетична енергія, див. формулу (16), у перерізі f дорівнює нулю, оскільки VП=Cі. Зона загальмованого потоку H-f, яка рухається проти потоку, є динамічним дроселем, який гальмує основний потік, при цьому відомо, що витрата газового потоку (повітря) через двигун при збільшенні VП зростає, оскільки зростає Р*Н, див. [1], с.261, рис. 8.48. Оскільки зона загальмованого потоку H-f є динамічним дроселем, який гальмує потік, то збільшення витрати газового потоку через двигун на злітному режимі при коловій швидкості першого робочого колеса ротора осьового компресора ТРДФ U=const відбувається тільки за рахунок генерування зони прискореного потоку f-B, у якій у перерізі В статичний тиск стає нижче розрахункового значення, див. фіг.1б, що, у свою чергу, генерує збільшення С у перерізі В суттєво вище розрахункового значення. Це явище абсолютно невідомо ні в теорії, ні конструкторам, які проектують авіадвигуни, оскільки у сучасній теорії ПРД повністю відсутній кінематичний аналіз. Збільшення С у перерізі В вище розрахункового значення веде до збільшення негативних кутів атаки нижче (5-7)°, до генерування розвиненого зриву потоку по коритцям лопаток першого робочого колеса ротора компресора ТРДФ, ТРД, ТРДД та інших ПРД, що веде до заглухання двигуна на перших секундах зльоту, особливо при мінусовій температурі, знижуванню безпеки польотів. Прикладів заглухання двигунів на перших секундах зльоту можна привести багато, див.[5], с.5. 3. Третім головним конструктивним недоліком модуля вхідного пристрою зовнішнього стиснення ТРДФ є наявність бокових регулюючих стулок, див. [1], с.96, рис.3.16б, в, що ускладнює конструкцію модуля вхідного пристрою. Ці бокові регулюючі стулки відкриваються при зльоті, через ці стулки інжектується газовий потік (повітря) у зону прискореного потоку f-B, див. фіг.1а, з метою підвищення статичного тиску газового потоку та знижування на цій основі С, уд, що знижує силу та потугу ударних хвиль, див. формули (14), (15), генеруємих у кінематичній зоні В жорсткого (пружного) удару при одночасному збільшенні витрати газового потоку, GГ, через двигун, оскільки стоячі ударні хвилі ще не спрацьовують. Таким чином, третій головний конструктивний недолік тісно пов'язаний з першим та другим головними конструктивними недоліками. При збіль 58769 12 шенні швидкості польоту VП ці бокові регулюючі стулки поступово закриваються, оскільки статичний тиск у зоні f-B підвищується. Така трактовка фізичного процесу застосування бокових регулюючих стулок приводиться нами на основі кінематичного аналізу, сучасна ж теорія ПРД застосування бокових регулюючих стулок пояснює тільки необхідністю збільшення витрати газового потоку, GГ, через двигун при зльоті, що є неповним уявленням цього фізичного процесу. 4. Четвертим головним конструктивним недоліком модуля вхідного пристрою зовнішнього стиснення для понадзвукових швидкостей польоту ТРДФ на злітному режимі є відсутність належної гальмуючої газовий потік сили перед перерізом В, оскільки збільшення площі газодинамічного тракту після критичного перерізу не утворює потрібної гальмуючої потік сили. 5. П'ятим головним конструктивним недоліком модуля вхідного пристрою зовнішнього стиснення для понадзвукових швидкостей польоту ТРДФ є постійне знижування С у діапазоні дозволених кутів атаки при збільшенні розрахункової швидкості польоту. Відомо, що сучасні ТРДФ мають найбільшу розрахункову швидкість польоту 3,5 Мп, див. [1], с.37. це означає, що С знижена до мінімуму по П*К та куту атаки і далі підвищувати розрахункову швидкість польоту вище 3,5 Мп існуючі вхідні пристрої ТРДФ любої форми стиснення неспроможні. З позиції кінематичного аналізу зниження С вхідними пристроями сучасних ТРДФ впроваджується тільки з однією метою: усунути генерування вибитої головної стоячої ударної хвилі за рахунок зниження характеристики зміни осьових швидкостей газового потоку у зоні Н-К, що автоматично призводить до зниження сили та потуги ударних хвиль, генеруємих у кінематичній зоні жорсткого (пружного) удару у перерізі В, див. фіг.1в. Зниження С завжди призводить до зниження ККД, П*К, Р*нср, тяги ТРДФ і, як слідство, до збільшення терміну виходу літака на розрахунковий режим польоту, та до застосування ТРДФ з низьким П*К, що є глухим кутом для технічного прогресу. 6. Шостим головним конструктивним недоліком модуля вхідного пристрою зовнішнього стиснення для понадзвукових швидкостей польоту ТРДФ на розрахунковому режимі, наприклад Мп=2,5, є наявність регулюючих стулок, які стравлюють стиснуте повітря перед перерізом В у навколишнє середовище, коли статичний тиск у перерізі В перевищує розрахункове значення, див.[1], с.97, рис.3.17г, с.98, при цьому знижується щільність потоку, знижується сила та потуга ударних хвиль у коливальному режимі, генеруємих у кінематичній зоні жорсткого (пружного) удару у перерізі В, що гарантує відсутність головної вибитої стоячої ударної хвилі та працездатність ТРДФ, але ускладнює конструкцію модуля вхідного пристрою зовнішнього стиснення ТРДФ, знижує ККД, П*К, Р*нср, тягу ТРДФ. 7. Повна відсутність теорії та розрахунку модуля вхідних пристроїв будь-якої форми стиснення для понадзвукових швидкостей польоту ТРДФ, повна відсутність перспектив технічного прогресу у цьому напрямку, що пояснюється дуже відсталою 13 сучасною теорією ПРД, яка базується на помилкових формулах тяги та польотного (тягового) ККД, див. формули (1), (2), та на помилковій "теоремі о підйомній силі продуваємого профілю", див. формулу (3), які загальмували технічний прогрес у галузі авіадвигунобудівництва більш, ніж на 80 років. Наприклад, у сучасній теорії ПРД ведене таке фізичне явище, коли при великих швидкостях польоту тяга у ТРДФ з великим П*К, наприклад, з П*К=12, буде менше ніж у ТРДФ з низьким П*К, наприклад з П*К=4, див.[1], с.262, рис.8.49. Відносно цього фізичного явища сучасна теорія ПРД трактує такий висновок: "...при высоких П*К из-за большого подогрева воздуха в компрессоре, значение МП, при котором Руд0, а Суд, уменьшается." "... при больших скоростях полета тяга у двигателя с высоким П*К будет меньше, чем у двигателя с низким П*К, из-за меньших величин GB и Руд", див. [1], с.263. Такий висновок є лише констатацією факту і ні у якому разі не пояснює його фізичної суті. На основі цього висновку усі сучасні ВПС оснащені літаками з ТРДФ з низьким П*К, зі стелею по МП=3,5, з великим терміном виходу літака на цей розрахунковий режим, а напрям технічного прогресу з застосуванням ТРДФ з високим П*К, наприклад, П*К=45, підвищеним МП, наприклад, 7МП, зі скороченим терміном виходу на цей розрахунковий режим польоту, навіть не проглядається, оскільки фізична основа цього явища у сучасній теорії ПРД розкрита помилково. З позиції єдиної теорії та розрахунку рушіїв на неперерваних потоках та її основи, кінематичного аналізу, існує зовсім інше пояснення цього фізичного явища: - при CК=110м/c = const підвищення П*К завжди супроводжується підвищенням С (U), оскільки відомо, що чим більше різниця між С та СК, тим більше П*К, що автоматично призводить до підвищення сили та потуги ударних хвиль, генеруємих у кінематичній зоні жорсткого (пружного) удару, у перерізі В, див. фіг.1, формули (14), (15). Тоді розрахунковий тиск у цьому перерізі від набігаючого потоку, при якому генерується головна вибита стояча ударна хвиля, див.[1], с.94, рис.3.14б, буде меншим, досягається він при меншій МП; - при СК=110 м/с = const знижування П*К завжди супроводжується знижуванням С (U), що автоматично призводить до знижування сили та потуги ударних хвиль, генеруємих у кінематичній зоні жорсткого (пружного) удару, у перерізі В, див. фіг.1, формули (14), (15). Тоді розрахунковий тиск у цьому перерізі від набігаючого потоку, при якому генерується головна вибита стояча ударна хвиля, див.[1], с.94, рис.3.14б, буде більшим, досягається він при більшій МП. 8. Наступний головний конструктивний недолік ТРДФ з не регулюємим реактивним соплом Лаваля пов'язане з генеруванням у цьому соплі на усіх режимах польоту, окрім розрахункового, відривних зон та відривних течій, див. [1], с.176, рис.6.20, нижче перерізу А, що суттєво, на (12-30)%, знижує польотну тягу ТРДФ за рахунок генерування у зонах відриву потоку негативної тяги. 58769 14 Таким чином, усі головні конструктивні недоліки (1-8) ТРДФ тісно пов'язані з наявністю у ТРДФ, ТРД, ТРДД, ТГВД так званої кінематичної зони жорсткого (пружного) удару у перерізі В, та відривних течій у реактивному соплі Лаваля. В основу винаходу поставлено завдання створення ТРДФ нового покоління при повному усуненні кінематичної зони жорсткого (пружного) удару у перерізі В за допомогою конструктивних удосконалень, що дозволяють підвищити безпеку польотів та поліпшити техніко-економічні та екологічні показниками (суттєве підвищення тяги, низька децибельна характеристика, низька витрата палива, суттєво знижувані габаритні розміри, вага для досягнення однакової тяги, та інші). На підставі способу підвищення газодинамічної стійкості роботи повітря-реактивних двигунів (див. п. №46407, [5]) та на його основі створено принципово новий турбореактивний двигун з форсажною камерою. Завдання вирішується тим, що турбореактивний двигун з форсажною камерою, який включає модуль осьового компресора, модуль камери горіння, модуль турбіни, модуль форсажної камери, модуль реактивного сопла Лаваля, оптимальні розміри яких регламентуються розрахунком тяги та польотного (тягового) ККД, містить універсальний модуль вхідного дозвукового та надзвукового пристрою 1, що складається із зовнішній обичайки 38 та центрального тіла 40, які формують канал газодинамічного тракту 10, який включає ротор осьового компресора низького тиску 37, перед яким у каналі газодинамічного тракту 10 розташовано перше по ходу газового потоку робоче колесо 23, яке не стискує газовий потік, а служить тільки обертовим направляючим апаратом з заданим законом обертання, яке жорстко зв'язане з вихідним внутрішнім валом 35 редуктора 14 КНТ, на протилежному кінці якого жорстко встановлене ведене зубчасте колесо 33, яке через проміжні зубчасті колеса 28, 29, жорстко встановлених на проміжному валу редуктора КНТ 30, зв'язане з ведучим зубчастим колесом 32, яке жорстко встановлене на привідному валу редуктора 31, а ротор осьового компресора низького тиску 37 жорстко зв'язане з зовнішнім коаксіальним вихідним валом редуктора 36, на протилежному кінці якого жорстко встановлене ведене зубчасте колесо 34, яке через проміжні зубчасті колеса 27, 29, жорстко встановлених на проміжному валу 30 редуктора КНТ 14, зв'язане з ведучим зубчастим колесом 32, яке жорстко встановлене на привідному валу редуктора 31, при цьому передаточні відношення зубчастих коліс 27, 34, 28, 33, 29, 32 редуктора забезпечують збільшення оборотів робочих коліс по ходу газового потоку, їх узгоджене з заданим законом обертання, при якому гідравлічні кути 1 та 2 лопаток обертового направляючого апарату забезпечують закручування газового потоку в зоні прискореного потоку протилежно напряму обертання обертового направляючого апарату 23 та ротора осьового компресора низького тиску 37, а модулі осьових компресорів середнього 2 та високого 3 тиску мають, наприклад, по три робочих колеса з окремим приводом через зубчасті колеса редукторів 15, 16, 15 передаточні відношення котрих забезпечують збільшення їх оборотів по ходу потоку, при цьому перші робочі колеса 17, 18 модулів осьових компресорів середнього 2 та високого 3 тиску, які виконані у вигляді роторів з двома, наприклад, робочими колесами, жорстко зв'язані з привідним валом ротора турбіни 19 і мають однакові обороти, а треті робочі колеса 20, 21 модулів осьових компресорів середнього 2 та високого 3 тиску виконані у вигляді ротора з двома, наприклад, робочими колесами, а на вихідному перерізі реактивного сопла Лаваля 7 розташовані регулюючи стулки 8, при цьому розрахунок тяги та польотного (тягового) ККД двигуна виконаний за формулами: R = Р*нсрFнср – PСFС, при VП=0, R' = Р*’нср F’нср – P’СF’С, при VП>0, де Р*’нср = Р*нср ± Р*нср.   CFC      1   100%, при V  0, н Fн    ср ср      ' C F' C   n   1    100%, при V  0,   ' н срFн ср    де R – тяга ТРДФ при VП=0; VП - швидкість польоту; Р*нср - статичний тиск загальмованого потоку у перерізі Г-Г ТРДФ при VП=0; FHср - площа газодинамічного тракту у перерізі Г-Г ТРДФ; Р*нсрFHср - середня первинна рушійна сила від зміни статичного тиску газового потоку у перерізі Г-Г зони К-С ТРДФ при VП=0, приведена до зони спокійного потоку Н, термін «первинна» стосується дії, тобто спочатку іде зміна статичних тисків (статики), а потім іде зміна швидкості газового потоку (динаміки); РС - статичний тиск газового потоку у вихідному перерізі С-С регульованого реактивного сопла Лаваля ТРДФ при VП=0; FС - регулюєма площа вихідного перерізу С-С реактивного сопла Лаваля ТРДФ при VП=0; PCFC - сила опору у вихідному перерізі С-С регульованого реактивного сопла Лаваля ТРДФ при VП=0; R' - тяга ТРДФ при VП>0, Р*’нср - статичний тиск загальмованого потоку у перерізі Г-Г ТРДФ при VП>0, залежить від С'ср абсолютної осьової швидкості потоку у перерізі ГГ; Р*’нсрFHср - середня первинна рушійна сила від зміни статичного тиску газового потоку у перерізі Г-Г зони К-С ТРДФ при VП>0, приведена до зони спокійного потоку Н; Р'С - статичний тиск газового потоку у вихідному перерізі С-С регульованого реактивного сопла Лаваля ТРДФ при VП>0; F’С - площа вихідного перерізу С-С регульованого реактивного сопла Лаваля ТРДФ при VП>0; P'СF'С - сила опору у вихідному перерізі С-С регульованого реактивного сопла Лаваля ТРДФ при VП>0; 58769 16 ±Р*нср - знижування або прирощення статичного тиску загальмованого потоку у перерізі Г-Г ТРДФ при VП>0;   - тяговий ККД ТРДФ при VП=0;   - польотний (тяговий) ККД ТРДФ при VП>0. Нові ознаки при взаємодії з відомими ознаками дозволяють отримати наступний теоретичний та технічний результат: 1. Кінематичний аналіз характеру зміни абсолютних осьових швидкостей, прискорень, статичного тиску, первинних рушійних сил від зміни статичного тиску газового потоку, вивід формули тяги та польотного (тягового) ККД на основі кінематичного аналізу та на основі вірного застосування рівняння Ейлера, принципово новий вивід формули підйомної сили профілю, що продувається, див.[3], є фундаментом єдиної теорії рушіїв на неперерваних потоках та обов'язковими для введення в сучасну теорію повітря-реактивних двигунів. 2. Застосування універсального модуля вхідного дозвукового та надзвукового пристрою з компресором низького тиску за патентом [5] для ТРДФ, що заявляється, дозволяє збільшити абсолютну осьову швидкість газового потоку до С=260-290 м/с на вході у друге по ходу потоку робоче колесо 24, що стискує потік, див. фіг.6, фіг.8, за рахунок заміни закону руху часток газового потоку з наростаючим прискоренням у існуючих ТРДФ на закон руху часток газового потоку зі знижувальним прискоренням для ТРДФ, що заявляється, що майже повністю усуває кінематичну зону жорсткого (пружного) удару в перерізі В, див. фіг.6, фіг.8, по вхідним кромкам лопаток другого по ходу потоку робочого колеса 24 ротора осьового компресора низького тиску 37 та на цій основі суттєво підвищити безпеку польотів за рахунок підвищення газодинамічної стійкості роботи повітряреактивних двигунів, стелі по С (260-290) м/с, ККД, П*К, Р*нср, тяги ТРДФ, висоту польоту з одночасним зниженням децибельної характеристики, витрати палива та терміну виходу літака на розрахунковий режим польоту 7МП. 3. Згідно п.2 суттєво підвищується безпека польотів на усіх режимах роботи ТРДФ, включаючи перші і наступні секунди зльоту. 4. Згідно п.2 спрощується конструкція ТРДФ за рахунок повного усунення клапанів перепуску стиснутого повітря у навколишнє середовище при запуску. 5. Збільшення С до 260-290 м/с дозволяє суттєво збільшити П*К компресорів, оскільки чим більше різниця між С та СК=100-110 м/с, тим більше П*К. 6. Збільшення С до 260-290 м/с та П*К до 45 дозволяє досягти суттєвого знижування габаритів та ваги двигуна у 1,5-2 рази у порівнянні з існуючими двигунами для досягнення однакової тяги та розрахункової швидкості польоту. 7. Збільшення ККД, С, П*К, Р*нср, тяги ТРДФ, що заявляється, дозволяє підняти висоту польоту до 40 км, що пов'язано з суттєвим знижуванням витрати палива. 17 8. Постановка підшипників кочення закритого типу між робочими колесами КНТ (компресор низького тиску), КСТ (компресор середнього тиску), КВТ (компресор високого тиску) сприяє усуненню вібрації та підвищенню ресурсу ТРДФ. 9. Постановка регулюючих стулок у вихідному перерізі реактивного сопла Лаваля сприяє введенню закону регулювання ТРДФ по максимальній тязі за рахунок знижування чи збільшення P'СF'С у польоті, див. формули (6), 10. Застосування універсального модуля вхідного дозвукового та надзвукового пристрою з осьовим компресором низького тиску ТРДФ, що заявляється, дозволяє усунути появу головної стоячої ударної хвилі на любих режимах польоту, що відкриває необмежені можливості для досягнення любих МП, при цьому лімітуючим фактором для досягнення любих МП є міцність корпуса ТРДФ. Таким чином, усунення кінематичної зони жорсткого (пружного) удару та введення конструктивних удосконалень дозволить зробити ТРДФ нового покоління поза межами всякої конкуренції на світовому ринку. Таким чином, турбореактивний двигун з форсажною камерою, що заявляється, порівняно з прототипом містить вищевказані істотні відмінні ознаки, отже відповідає умові "Новизна". Ознаки, що відрізняють технічне рішення, що заявляється, від прототипу, не виявлені в інших технічних рішеннях при вивченні цієї галузі техніки. Виходячи з вищевикладеного, можна зробити висновок про те, що запропоноване технічне рішення задовольняє критерію "винахідницький рівень". Заявляємий турбореактивний двигун з форсажною камерою реалізується у принципово новому технічному рішенні, див. фіг.3, яке включає універсальний модуль вхідного дозвукового та надзвукового пристрою з осьовим компресором низького тиску 1, до якого кріпиться модуль осьового компресора середнього тиску 2, до якого кріпиться модуль осьового компресора високого тиску 3, до якого кріпиться модуль камери горіння 4, до якого кріпиться модуль турбіни 5, до якого кріпиться модуль форсажної камери 6, до якого кріпиться модуль реактивного сопла Лаваля 7 з регулюючими стулками 8. Кріплення модулів виконується по фланцям корпусних основ модулів, які після з'єднання утворюють суцільний корпус 9, який служить зовнішнім соплом каналу газодинамічного тракту ТРДФ 10, внутрішнім соплом служить зовнішня поверхня центрального тіла 40. До корпусу 9 жорстко кріпляться секції направляючих апаратів 11, 12, 13, які умовно не показані, до яких відповідно пружно кріпляться редуктори КНТ 14, КСТ 15, КВТ 16, а перше робоче колесо КСТ та перше робоче колесо КВТ, які виконані у вигляді відповідно роторів 17 та 18, жорстко зв'язані з привідним валом ротора турбіни 19. При цьому передаточні відношення зубчастих коліс редукторів забезпечують збільшення обертів робочих коліс КHT, КСТ, КВТ по ходу потоку. Треті робочі колеса КСТ та КВТ виконані відповідно у вигляді роторів 20, 21, а модуль форсажної камери 6 містить форсажні форсунки 22. 58769 18 На фіг.4 окремо приводиться універсальний модуль вхідного дозвукового та надзвукового пристрою з КНТ(1) згідно фіг.3, який має додаткову нумерацію позицій для пояснення його роботи і включає перше робоче колесо 23 - обертовий направляючий апарат, робочі колеса стиснення газового потоку 24, 26 між котрими розташований направляючий апарат 25, при цьому робочі колеса стиснення газового потоку 24, 26 розташовані на роторі 37, суцільний корпус 9 з'єднаний з зовнішній обичайкою 38 та секцією направляючих апаратів 11, до якої пружно кріпиться редуктор 14 з привідним валом 31, на якому жорстко встановлене ведуче зубчасте колесо 32, яке через проміжні зубчасті колеса 26, 28, 27, жорстко встановлених на проміжному валу 30, кінематичне з'єднується з відомими зубчастими колесами 33, 34, жорстко зв'язаних відповідно з внутрішнім вихідним валом 35 редуктора, на протилежному кінці котрого жорстко встановлено робоче колесо 23 - обертальний направляючий апарат, та коаксіальним вихідним валом 36 редуктора, на протилежному кінці котрого жорстко встановлене ротор 37, який через підшипник кочення закритого типу 39, зв'язаний з робочим колесом 23, при цьому передаточні відношення зубчастих коліс редуктора 14 забезпечують збільшення обертів робочих коліс по ходу потоку. Винахід пояснюється кресленням, де на фігурах проставлено: Фіг.1 - критика існуючих ТРДФ при VП=0 та при зльоті, VП