Силовая установка самолета



Силовая установка самолета
Силовая установка самолета
Силовая установка самолета
Силовая установка самолета
Силовая установка самолета

 


Владельцы патента RU 2488709:

Открытое акционерное общество "АВИАДВИГАТЕЛЬ" (RU)

Изобретение относится к газотурбинным силовым установкам пассажирских и грузовых самолетов. Силовая установка самолета содержит два газогенератора с мотогондолой, Воздухозаборник, вентилятор и сопло с каналом наружного контура. Воздухозаборник выполнен с сужающимся к вентилятору центральным телом. Газогенераторы с силовыми турбинами расположены в мотогондоле с внешней стороны от вентилятора. Каждая из силовых турбин газогенератора соединена с валом вентилятора двухступенчатым двухпоточным редуктором с коническими шестернями и с параллельными передачами в виде торсионных податливых в окружном направлении валов. Газовые каналы газогенераторов на выходе соединены с каналом наружного контура сопла. Сопло выполнено с подвижным в осевом направлении центральным телом, на котором установлены створки реверсивного устройства, причем диаметр центрального тела воздухозаборника в месте его стыковки с фюзеляжем самолета равен диаметру фюзеляжа самолета в месте его стыковки с центральным телом воздухозаборника силовой установки. Изобретение позволяет повысить экономичность силовой установки, снизить ее осевые габариты и вес, а также повысить эксплуатационную технологичность и ремонтопригодность силовой установки. 5 ил.

 

Изобретение относится к газотурбинным силовым установкам пассажирских и грузовых самолетов.

Известна силовая установка, включающая в себя установленный на крыле самолета с помощью пилона газотурбинный двигатель с воздухозаборником и мотогондолой, (патент RU №2411389).

Недостатком известной конструкции является ухудшение ее экономичности при применении сверхвысоких степеней двухконтурности m>12, так как увеличение диаметра вентилятора газотурбинного двигателя, способствующее повышению степени двухконтурности двигателя и улучшению его экономичности, ограничено нарастанием внешнего сопротивления гондолы и расстоянием между поверхностью земли и крылом самолета, увеличение которого требует увеличения высоты шасси самолета с соответствующим повышением массы самолета и увеличением потребного расхода топлива.

Наиболее близкой к заявляемой является силовая установка самолета, состоящая из мотогондолы с воздухозаборником и каналом наружного контура, а также из газотурбинного двигателя, состоящего из последовательно расположенных вентилятора, двух газогенераторов и соединенной валом с вентилятором турбины привода вентилятора, причем газогенераторы расположены с внешней стороны от вала, (патент RU №2371598).

Недостатком известной конструкции, принятой за прототип, является ее повышенные осевые габариты из-за расположения газогенераторов между вентилятором и турбиной, а также снижение экономичности из-за неравномерности потока газа, поступающего из газогенераторов на турбину привода вентилятора. Также недостатком является повышенный вес турбины привода вентилятора при сверхвысоких степенях двухконтурности m=15…25 газотурбинного двигателя, а также повышенное аэродинамическое сопротивление мотогондолы при этих степенях двухконтурности, что ограничивает применение газотурбинных двигателей с закапотированным вентилятором для этих степеней двухконтурности, так как улучшение топливной экономичности двигателя за счет повышения степени его двухконтурности «съедается» увеличением аэродинамического сопротивления мотогондолы и увеличением массы силовой установки..

Техническая задача, решаемая изобретением, заключается в снижении осевых габаритов и веса силовой установки, в повышении ее экономичности за счет снижения аэродинамического сопротивления силовой установки и самолета, а также в повышении эксплуатационной технологичности и ремонтопригодности силовой установки.

Сущность технического решения заключается в том, что в силовой установке самолета, содержащей два газогенератора с мотогондолой, воздухозаборник, вентилятор и сопло с каналом наружного контура, СОГЛАСНО ИЗОБРЕТЕНИЮ, воздухозаборник выполнен с сужающимся к вентилятору центральным телом, а газогенераторы с силовыми турбинами расположены в мотогондоле с внешней стороны от вентилятора, при этом каждая из силовых турбин газогенератора соединена с валом вентилятора двухступенчатым двухпоточным редуктором с коническими шестернями и с параллельными передачами в виде торсионных податливых в окружном направлении валов, а газовые каналы газогенераторов на выходе соединены с каналом наружного контура сопла, при этом сопло выполнено с подвижным в осевом направлении центральным телом, на котором установлены створки реверсивного устройства, причем Dц=Dф, где: Dц - диаметр центрального тела воздухозаборника в месте его стыковки с фюзеляжем самолета, Dф - диаметр фюзеляжа самолета в месте его стыковки с центральным телом воздухозаборника силовой установки.

Выполнение воздухозаборника с сужающимся к вентилятору центральным телом и с диаметром центрального тела в месте стыковки с фюзеляжем самолета равным диаметру фюзеляжа самолета в месте этой стыковки, позволяет при минимальных гидравлических потерях в воздухозаборнике разместить силовую установку с вентилятором увеличенного диаметра за фюзеляжем самолета, в «тени» фюзеляжа, что позволяет повысить экономичность силовой установки и самолета как за счет снижения аэродинамического сопротивления мотогондолы силовой установки, так и за счет отсоса пограничного слоя с фюзеляжа самолета.

Расположение газогенераторов с силовыми турбинами в мотогондоле, с внешней стороны от вентилятора, позволяет минимизировать осевые габариты силовой установки и снизить скорость потока воздуха в канале наружного контура с соответствующим снижением гидравлических потерь и повышением экономичности силовой установки. Также повышается эксплуатационная технологичность и ремонтопригодность силовой установки из-за улучшения доступа к газогенераторам, расположенным в мотогондоле.

Соединение каждой из силовых турбин газогенераторов с валом вентилятора двухпоточным двухступенчатым редуктором с коническими шестернями и с параллельными передачами в виде торсионных, податливых в окружном направлении валов, позволяет уменьшить число ступеней силовых турбин и обеспечить оптимальную для получения максимального КПД окружную скорость рабочих лопаток вентилятора при приемлемых нагрузках на зуб в конических шестернях. Податливые в окружном направлении торсионные валы позволяют уравнять между собой крутящие моменты в параллельных передачах, не допуская таким образом излишних нагрузок на зуб в конических шестернях.

Соединение газовых каналов газогенераторов на выходе с каналом наружного контура сопла позволяет снизить уровень шума газогенератора на выходе, а также повысить экономичность силовой установки за счет смешения потока газа из генератора и потока воздуха из вентилятора.

Выполнение сопла силовой установки с подвижным в осевом направлении центральным телом позволяет регулировать по режимам проходную площадь выходного сопла, что способствует повышению экономичности силовой установки и снижению температуры газа перед турбинами газогенераторов на взлетном режиме.

Установка створок реверсивного устройства на центральном теле сопла позволяет эффективно реверсировать тягу силовой установки при торможении самолета. Такое расположение реверсивного устройства не требует увеличения диаметральных и осевых размеров силовой установки.

При Dц>Dф и при Dц<Dф - ухудшается экономичность силовой установки из-за гидравлических потерь в воздухозаборнике.

На фиг.1, 2 - изображены силовые установки на самолетах различных конструкций.

На фиг.3 - элемент I на фиг.1 в увеличенном виде.

На фиг.4 - элемент II на фиг.3 в увеличенном виде.

На фиг.5 - элемент III на фиг 3 в увеличенном виде.

Силовая установка 1 самолета 2 состоит из вентилятора 3, установленного с задней стороны 4 по оси 5 фюзеляжа 6 самолета 2, а также из двух газогенераторов 7, расположенных с внешней стороны от вентилятора 3 в мотогондоле 8 установки 1. Воздухозаборник 9 установки 1 выполнен с сужающимся к вентилятору 3 центральным телом 10, с помощью которого по поверхности 11 установка 1 крепится к фюзеляжу 6 самолета 2. Для исключения уступов и дополнительных гидравлических потерь диаметр Dц центрального тела 10 по поверхности 11 выполнен равным диаметру Dф фюзеляжа 6 самолета 2. Мотогондола 8 установки 1 крепится к центральному телу 10 воздухозаборника 9 с помощью радиальных стоек 12, которые также служат для выравнивания воздушного потока 13, поступающего на вход в вентилятор 3, т.е. стойки 12 работают как входной спрямляющий аппарат вентилятора 3.

Каждый из газогенераторов 7 состоит из воздухозаборника 14, совмещенного с воздухозаборником 9 силовой установки 1, а также из компрессора низкого давления 15, компрессора высокого давления 16, камеры сгорания 17, турбины высокого давления 18, турбины низкого давления 19 и силовой свободной турбины 20. Газовый тракт 21 газогенератора 7 на выходе из турбины 20 через сопло 22 соединен с каналом наружного контура 23 за вентилятором 3.

Каждая из силовых свободных турбин 20 соединена с валом 24 вентилятора 3 двухступенчатым двухпоточным коническим редуктором 25, состоящим из двух соединенных с валом 26 силовой турбины 20 ведущих конических шестерен 27 и 28, а также ведомых конических шестерен 29 и 30 первой ступени редуктора, ведущих конических шестерен 31 и 32 и ведомых конических шестерен 33 и 34 второй ступени.

Вал 26 силовой турбины 20 соединен с ведущей конической шестерней 28 податливым в окружном направлении торсионным валом 35, шестерни 29 и 30 соединены с шестернями 31 и 32 параллельными между собой торсионными валами 36 и 37, а ведомая шестерня 34 соединена с валом 24 вентилятора 3 торсионным валом 38. Валики 36 и 37, перпендикулярные оси 39 вентилятора 3, расположены в стойках 40, размещенных в канале наружного контура 23. Стойки 40 могут быть выполнены в виде лопаток спрямляющего аппарата вентилятора 3.

Сопло 41 силовой установки 1 выполнено с подвижным в осевом направлении центральным телом 42, что позволяет регулировать проходную площадь сопла Fc по режимам работы силовой установки 1: в положении 43 проходная площадь Fc минимальна, а в положении 44 проходная площадь Fc максимальна.

На центральном теле 42 сопла 41 установлены створки 45 реверсивного устройства 46, которые в положении 47 создают обратную тягу силовой установки 1.

Работает данное устройство следующим образом.

При работе силовой установки 1 за счет отсоса пограничного слоя с внешней поверхности фюзеляжа 6 улучшается экономичность самолета 2 в целом. Размещение установки 1 за фюзеляжем 6 позволяет при минимальном аэродинамическом сопротивлении мотогондолы 8 выполнить силовую установку 1 со сверхвысокой степенью двухконтурности m=20…25, что повышает ее экономичность.

Замена силовой установки 1 на самолете 2 осуществляется путем отстыковки установки 1 по поверхности 11 центрального тела 10 вентилятора 3, что существенно снижает время замены силовой установки.

Силовая установка самолета, содержащая два газогенератора с мотогондолой, воздухозаборник, вентилятор и сопло с каналом наружного контура, отличающийся тем, что воздухозаборник выполнен с сужающимся к вентилятору центральным телом, а газогенераторы с силовыми турбинами расположены в мотогондоле с внешней стороны от вентилятора, при этом каждая из силовых турбин газогенератора соединена с валом вентилятора двухступенчатым двухпоточным редуктором с коническими шестернями и с параллельными передачами в виде торсионных податливых в окружном направлении валов, а газовые каналы газогенераторов на выходе соединены с каналом наружного контура сопла, при этом сопло выполнено с подвижным в осевом направлении центральным телом, на котором установлены створки реверсивного устройства, причем
Dц=Dф,
где Dц - диаметр центрального тела воздухозаборника в месте его стыковки с фюзеляжем самолета;
Dф - диаметр фюзеляжа самолета в месте его стыковки с центральным телом воздухозаборника силовой установки.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к компрессору, в частности вентилятору турбореактивного двигателя, содержащему ступицу (36) и множество лопаток, каждая из которых жестко закреплена своим основанием (16) на ступице.

Изобретение относится к области специальных испытаний авиационных газотурбинных двигателей, в частности, к устройствам для проведения наземных испытаний двигателя в составе летательного аппарата для измерения силы инфракрасного излучения в атмосферу от работающего двигателя.

Изобретение относится к авиационному двигателестроению, а именно к системам суфлирования опоры турбины двухконтурного турбореактивного двигателя (ДТРД). .

Газотурбинный двигатель содержит опору центрального узла, узел зубчатой передачи и гибкую опору. Опора центрального узла образует внутреннюю кольцевую стенку для осевого контура и содержащую первые элементы шлицевого соединения. Узел зубчатой передачи связывает вал и вентилятор, установленный с возможностью вращения вокруг оси. Гибкая опора связывает узел зубчатой передачи с опорой центрального узла и содержит вторые элементы шлицевого соединения, сопрягаемые с первыми элементами шлицевого соединения для передачи крутящего момента от одних элементов шлицевого соединения к другим. При разборке передней конструкции газотурбинного двигателя обеспечивают доступ к обращенным вперед крепежным элементам, крепящим опору центрального узла к гибкой опоре, несущей узел зубчатой передачи, и удаляют эти крепежные элементы. Затем рассоединяют первые и вторые элементы шлицевого соединения, выполненные соответственно на опоре центрального узла и на гибкой опоре. Группа изобретений позволяет упростить демонтаж узла зубчатой передачи газотурбинного двигателя. 2 н. и 18 з.п. ф-лы, 10 ил.

Газотурбинный двигатель содержит опору центрального узла, узел зубчатой передачи и гибкую опору. Опора центрального узла образует внутреннюю кольцевую стенку для осевого контура, содержащую первое монтажное средство. Узел зубчатой передачи связывает вал и вентилятор, установленный с возможностью вращения вокруг оси. Гибкая опора связывает узел зубчатой передачи с опорой центрального узла и содержит второе монтажное средство, сопрягаемое с первым монтажным средством для передачи крутящего момента от одного монтажного средства к другому. При разборке передней конструкции газотурбинного двигателя, обеспечивают доступ к обращенным вперед крепежным элементам, крепящим опору центрального узла к гибкой опоре, несущей узел зубчатой передачи, и удаляют эти крепежные элементы. Затем рассоединяют первое и второе монтажные средства, выполненные соответственно на опоре центрального узла и на гибкой опоре. Группа изобретений позволяет упростить демонтаж узла зубчатой передачи газотурбинного двигателя. 2 н. и 24 з.п. ф-лы, 10 ил.

Изобретение относится к передней части (122) разделителя осевой турбомашины, предназначенной для разделения кольцевого потока в турбомашине на первичный поток (118) и вторичный поток (120) для прохождения термодинамического цикла. Передняя часть (122) содержит антиобледенительное устройство со стенкой (142), определяющей по меньшей мере частично кольцевой канал (140). Поток горячего масла, создаваемый турбомашиной, циркулирует в последнем. Масло течет через кольцевую переднюю часть и освобождает ее от льда, в то время как само охлаждается. Стенка (142) расположена так, чтобы образовывать передний край (144) указанной передней части (122) разделителя. Стенка (142) является трубкой, которая может крепиться с помощью сцепления, сваривания или утапливания в выемку. Изобретение также относится к многоконтурной турбомашине с передними частями разделителя, снабженными антиобледенительными устройствами. Достигается более эффективная защита от обледенения. 3 н. и 19 з.п. ф-лы, 8 ил.

Изобретение позволяет улучшить согласование взлетного и крейсерского режимов работы двигателя и повысить топливную экономичность двигателей гражданской и транспортной авиации. Указанный технический результат достигается тем, что турбореактивный двухконтурный двигатель летательного аппарата с выносными вентиляторными модулями содержит вентилятор, газогенератор с турбиной привода вентилятора, агрегат отбора мощности турбины привода вентилятора, соединенные валом. Выносные вентиляторные модули приводами подключены к агрегату отбора мощности, причем двигатель и выносные вентиляторные модули с регулируемыми соплами интегрированы с летательным аппаратом. Вентилятор двигателя дополнительно содержит входной направляющий аппарат, который выполнен в виде наружного неподвижного лопаточного венца и внутреннего поворотного лопаточного венца с приводом. Между вентилятором двигателя и газогенератором имеется кольцевое окно подвода воздуха со шторкой. Регулируемое сопло двигателя выполнено в виде регулируемого реактивного сопла наружного конура и суживающегося реактивного сопла внутреннего контура. Способ функционирования двигателя заключается в том, что на вход двигателя подают воздух, сжатый в вентиляторе, и после вентилятора разделяют поток воздуха между внутренним и наружным контурами двигателя. Поток воздуха внутреннего контура и топливо подают в камеру сгорания газогенератора внутреннего контура и сжигают топливо. Продукты сгорания топлива после газогенератора внутреннего контура и поток воздуха наружного контура направляют в сопла, а выработанную на турбине вентилятора мощность используют для привода вентилятора двигателя и выносных вентиляторных модулей. Двигатель и выносные вентиляторные модули создают реактивную тягу. На крейсерском режиме работы регулируют площадь кольцевого окна между наружным и внутренним контурами двигателя и положение лопаток внутреннего поворотного венца входного направляющего аппарата вентилятора и тем формируют внутренний кольцевой поток воздуха на вход в газогенератор внутреннего контура с меньшим расходом воздуха через газогенератор. Внешний кольцевой поток воздуха с большим расходом подают в наружный контур двигателя, что приводит к увеличению степени двухконтурности двигателя. Газообразные продукты сгорания топлива направляют в суживающееся реактивное сопло внутреннего контура, а воздух из наружного контура двигателя направляют в регулируемое сопло, при этом уменьшают подачу топлива в соответствии с возросшей степенью двухконтурности двигателя. 1 з.п. ф-лы, 4 ил..

Двигательная установка гиперзвукового самолета содержит мотогондолу, воздухозаборник, корпус, компрессор с ротором компрессора, камеру сгорания, установленную за компрессором и соединенную с ним воздушным трактом, газовую турбину, реактивное сопло и топливную систему, соединенную с камерой сгорания. Двигательная установка выполнена двухвальной. Компрессор выполнен двухкаскадным в виде последовательно установленных компрессоров низкого и высокого давления, между которыми выполнен воздушный тракт, в котором установлен теплообменник. Внутри воздушного тракта коаксиально первому валу установлена паровая турбина, имеющая входной и выходной коллекторы. Входной коллектор соединен с выходом из теплообменника, вход которого соединен с топливной системой, работающей на воде. Выходной коллектор соединен с электролизером, первый и второй выходы которого соединены с камерой сгорания. За камерой сгорания установлена газовая турбина. Ротор компрессора низкого давления первым валом соединен с паровой турбиной, а ротор компрессора высокого давления соединен вторым валом с газовой турбиной. Изобретение направлено на повышение энергетических возможностей двигательной установки посредством повышения степени сжатия компрессора, увеличения силы тяги и улучшение удельных характеристик двигательной установки. 6 з.п. ф-лы, 15 ил.
Наверх