Результат интеллектуальной деятельности: АВИАЦИОННЫЙ ГАЗОТУРБИННЫЙ ДВИГАТЕЛЬ

Изобретение относится к электротехнике, в частности к области авиационного двигателестроения, и может быть использовано при проектировании авиационных двигателей с встроенными электрогенераторами, приводимыми во вращение без промежуточных редукторов.

Известен газотурбинный авиадвигатель, содержащий встроенный электрогенератор, включающий в себя статор и ротор, соединенный с валом трансмиссии. Генератор размещен во внутренней полости трансмиссии, образованной ее опорами и крышкой [1]. Известное устройство имеет сложную конструкцию узла регулирования системы генерирования энергии. Это объясняется тем, что для обеспечения стабилизации выходного напряжения необходимо использование силового управляемого выпрямителя, характеризующегося большой массой и, следовательно, высокими тепловыми потерями, что ведет к снижению КПД и увеличению габаритов всего устройства.

Наиболее близким к изобретению техническим решением является газотурбинный авиадвигатель, содержащий размещенный в его внутренней полости электрогенератор с комбинированным возбуждением. Электрогенератор включает в себя индуктор с обмоткой регулирования, размещенной на магнитопроводе, статор с рабочими обмотками и ротор. Ротор соединен с установленным в переднем и заднем подшипниках валом, на котором закреплен осевой компрессор. В данном устройстве внутренняя полость, в которой установлен электрогенератор, образована опорами и передней крышкой трансмиссии. Охлаждение статора производится маслом, которое поступает через предусмотренный в корпусе опор трансмиссии канал. Недостатком известного устройства [2] является сложность конструкции и сложность его сборки, а так же низкие аэродинамические характеристики, обусловленные значительными размерами поперечного сечения двигателя.

Техническим результатом, которого можно достичь при использовании данного изобретения, является упрощение конструкции и ее сборки, а также улучшение аэродинамических характеристик устройства.

Технический результат достигается тем, что в авиационном газотурбинном двигателе, содержащем размещенный в его внутренней полости электрогенератор с комбинированным возбуждением, включающий в себя индуктор, статор и ротор, при этом ротор соединен с установленным в переднем и заднем подшипниках валом, соединенным с осевым компрессором, статор с рабочими обмотками запрессован в тонкостенную цилиндрическую гильзу с фланцем, а индуктор включает в себя обмотку регулирования, размещенную на внутренней цилиндрической части кольцевого магнитопровода, имеющего также наружную цилиндрическую и торцевую стенки [2], внутренняя полость, в которой размещен электрогенератор, образована внутренней поверхностью корпуса направляющего аппарата и щитами передней и задней опор, входящих в состав осевого компрессора, причем торцевая стенка кольцевого магнитопровода индуктора закреплена на торцевой стенке задней опоры, а его наружная цилиндрическая стенка либо ее часть размещена внутри обоймы ротора, при этом фланец цилиндрической гильзы прикреплен к торцевой части кольцевого выступа, выполненного на внутренней поверхности корпуса направляющего аппарата со стороны задней опоры. Кроме того, в торцевой стенке кольцевого магнитопровода индуктора выполнен канал, обеспечивающий подачу хладагента через задний подшипник на обмотку регулирования индуктора и заднюю торцевую поверхность ротора. Межкатушечные соединения и выводы рабочих обмоток статора могут быть выполнены в виде кольца, расположенного со стороны задней опоры. Концы каждой из рабочих обмоток статора могут быть выведены на соответствующий им разъем, на который также выведен соответствующий ему конец обмотки регулирования индуктора. При анализе известных аналогов данного изобретения не обнаружена подобная модификация размещения генератора внутри авиадвигателя, что позволяет сделать вывод о соответствии данного технического решения критерию «изобретательский уровень».

На чертеже изображен продольный разрез авиационного газотурбинного двигателя.

Устройство содержит электрогенератор с комбинированным возбуждением, включающий в себя индуктор 1, статор 2 и ротор 3, размещенные во внутренней полости 4 авиадвигателя, образованной внутренней поверхностью осевого компрессора, установленного на валу 5. Осевой компрессор включает в себя переднюю и заднюю опоры 6, 7 и направляющий аппарат 8. Вал 5, установленный в переднем 9 и заднем 10 подшипниках, размещен между щитами передней 6 и задней 7 опор. Статор 2 с рабочими обмотками запрессован в тонкостенную цилиндрическую гильзу 11 с фланцем 12, который прикреплен к торцевой части кольцевого выступа 13, выполненного на внутренней поверхности корпуса направляющего аппарата 8 со стороны задней опоры 7. Ротор 3 состоит из передней и задней стенок, а также обоймы, выполненных заодно. Индуктор 1 включает в себя обмотку регулирования, размещенную на внутренней цилиндрической части кольцевого магнитопровода, имеющего так же наружную цилиндрическую и торцевую стенки. Торцевая стенка кольцевого магнитопровода индуктора 1 закреплена на торцевой стенке задней опоры 7. Наружная кольцевая стенка магнитопровода индуктора либо ее часть размещена внутри обоймы ротора. В торцевой стенке кольцевого магнитопровода индуктора 1 выполнен канал 14, обеспечивающий подачу хладагента через задний подшипник 9 на обмотку регулирования индуктора 1 и заднюю торцевую поверхность ротора 3. Выводы рабочих обмоток статора 2 размещены со стороны задней опоры 7. Межкатушечные соединения и выводы рабочих обмоток статора 2 выполнены в виде кольца 15, расположенного со стороны задней опоры 7. Концы каждой из рабочих обмоток статора 2 выведены на соответствующий им разъем, на который также выведен соответствующий ему конец обмотки регулирования индуктора 1. Разъемы установлены на наружной поверхности двигателя.

При работе авиадвигателя вал 5 осевого компрессора вращает установленный на нем ротор 3 генератора, в результате чего в обмотках статора 2 возникает электрический ток. При изменении частоты вращения вала 5 и электрической нагрузки выходное напряжение генератора стабилизируется путем изменения тока в обмотке регулирования.

Хладагент, в качестве которого используется топливо, поступает через предусмотренные каналы в форсунку переднего подшипника 9. Через подшипник 9 хладагент попадает на переднюю торцевую стенку ротора 3, его обойму и на лобовые части рабочих обмоток статора 2. Благодаря выполненному в торцевой стенке кольцевого магнитопровода индуктора каналу 14 охлаждающее топливо через задний подшипник 10 поступает на обмотку регулирования индуктора 1 и заднюю торцевую поверхность ротора 3. В устройстве охлаждению подвергаются все узлы генератора, что значительно повышает надежность их работы, при этом использование топлива в качестве хладагента позволяет упростить весь процесс отвода тепла.

В случае работы энергосистемы на мостовой выпрямитель наиболее оптимальный режим регулирования, обеспечивающий минимальные массу и габариты выходного фильтра, достигается за счет использования шестифазной двенадцатизонной обмотки, формирующей на выходе выпрямителя напряжение с двенадцатикратной пульсацией.

Шестифазная обмотка может быть выполнена в виде двух трехфазных обмоток, одноименные фазы которых сдвинуты на 30 эл.град.

Каждая из рабочих обмоток статора выведена на свой электрический разъем, на который также выведен соответствующий конец обмотки регулирования. Размещение выводов рабочих обмоток статора 2 в зоне задней опоры 7 осевого компрессора и установка индуктора внутри обоймы ротора позволяет обеспечить минимальное аэродинамическое сопротивление внутреннего воздушного тракта устройства.

Таким образом, указанное размещение узлов электрогенератора внутри авиадвигателя позволяет минимизировать его наружный объем, что способствует улучшению аэродинамических характеристик.

Оптимальные аэродинамические и массогабаритные показатели двигателя позволяют ему быть наиболее предпочтительным для использования в классе двигателей с встроенными электрогенераторами.

Источники информации:

1. RU 2168024, С F02С 7/32, 1998 г.

2. RU 2211348, C1 F02С 7/32, 2002 г.