Летательный аппарат с турбореактивным двигателем с вентиляторами противоположного вращения

Изобретение относится к летательным аппаратам. Летательный аппарат содержит турбореактивный двигатель (10) с вентиляторами противоположного вращения. Турбореактивный двигатель (10) встроен в заднюю часть фюзеляжа (2), продолжая ее, и содержит два газогенератора (12а, 12b), питающих рабочую турбину (14). Турбина (14) имеет два ротора противоположного вращения (14а, 14b), выполненных с возможностью приведения во вращение двух вентиляторов (20а, 20b), расположенных за газогенераторами (12а, 12b). Для каждого газогенератора (12а, 12b) имеются отдельные воздухозаборники (18а, 18b), соединенные с фюзеляжем (2) так, что по меньшей мере часть пограничного слоя, образующегося вокруг фюзеляжа (2), поступает в воздухозаборники. Изобретение снижает уровень шума и расход топлива. 5 з.п. ф-лы, 2 ил.

 

Уровень техники, к которому относится изобретение

Изобретение относится к области самолетостроения, в частности к области создания гражданских летательных аппаратов, в качестве силовых установок которых используются двухконтурные турбореактивные двигатели, в частности закрепленные на фюзеляже летательного аппарата.

Как правило, гражданские летательные аппараты оборудуются турбореактивными двигателями (ТРД), устанавливаемыми на пилонах под крылом или в задней части фюзеляжа.

Из-за ожидаемого повышения стоимости топлива в будущем производители двигателей стремятся снизить расход топлива гражданских летательных аппаратов. Один из способов выполнения этой задачи заключается в размещении двигателей, по меньшей мере частично, в фюзеляже летательного аппарата с целью устранения необходимости применения пилонов и обтекателей двигателей и, таким образом, снижения веса и сопротивления силовой установки (СУ). Это обеспечивает также снижение звука от летящего летательного аппарата.

Кроме того, во время полета вокруг фюзеляжа образуется пограничный слой, создающий аэродинамическое сопротивление. В прошлом считалось, что вышеупомянутый пограничный слой не должен попадать в двигатели, чтобы избежать высокого уровня искажения потока в вентиляторе и высоких уровней вибрации валов двигателей; несмотря на это теперь считается, что если часть данного пограничного слоя будет поступать в двигатели, это обеспечит снижение аэродинамического сопротивления летательного аппарата, а также уменьшит скорость, с которой воздух будет поступать в двигатели, что обеспечит значительное повышение КПД СУ.

Так, в международной патентной заявке WO 2010/049610 описывается конструкция ЛА с двигателями, гондолы которых частично встроены в фюзеляж с целью обеспечения поступления в них части пограничного слоя.

Раскрытие изобретения

Задача изобретения состоит в создании принципиально новой конструктивной схемы ЛА, обеспечивающей снижение уровня шума и расхода топлива путем ограничения аэродинамического сопротивления за счет поступления пограничного слоя в двигатель.

Поставленная задача решена в ЛА, в качестве силовой установки которого используется ТРД с вентиляторами противоположного вращения, интегрированный в хвостовую часть фюзеляжа ЛА, продолжая ее, и содержащего два газогенератора, питающих рабочую турбину с двумя роторами противоположного вращения, служащими для привода двух вентиляторов, расположенных за газогенераторами, и отдельные воздухозаборники для каждого газогенератора, причем указанные воздухозаборники соединены с фюзеляжем ЛА так, что по меньшей мере часть пограничного слоя, образующегося вокруг фюзеляжа, поступает в данные воздухозаборники.

ТРД ЛА согласно настоящему изобретению установлен в задней части фюзеляжа на его продольной оси, без использования пилонов. Этим достигается снижение аэродинамического сопротивления, создаваемого ТРД. Кроме того, через воздухозаборники в ТРД поступает часть пограничного слоя, образующегося вокруг фюзеляжа ЛА, а остающаяся часть погранслоя поступает в вентиляторы. Поскольку скорость пограничного слоя мала, его скорость на входе и, следовательно, скорость выхода газового потока, выходящего из двигателя, также является низкой. Это обеспечивает высокую тяговую эффективность СУ и низкий уровень шума.

Кроме того, горячий газ в турбину поступает из двух газогенераторов. Таким образом, в случае отказа одного из газогенераторов, второй сможет продолжать выполнять свои функции. Аналогичным образом, поскольку вентиляторы установлены последовательно, в случае отказа одного из них другой сможет продолжить свою работу.

Предпочтительно, внешний диаметр вентиляторов практически равен максимальному диаметру фюзеляжа ЛА, что дает возможность получения высокой степени двухконтурности и, следовательно, повышения тяговой эффективности СУ. Кроме того, фюзеляж ЛА как бы "закрывает" воздухозаборники вентиляторов, тем самым защищая их от попадания в них посторонних предметов и ограничивая уровень шума, создаваемый вентиляторами.

Кроме того, предпочтительно, чтобы каналы первогоконтура двигателя соединялись, образуя V-образную форму. Таким образом, в случае разрушения диска одного из газогенераторов осколки не будут попадать в другой газогенератор и в вентиляторы.

Каждый из каналов первого контура может быть расположен под углом от 80° до 120° к продольной оси фюзеляжа ЛА. Рабочая турбина и вентилятора предпочтительно расположена на продольной оси фюзеляжа ЛА.

Кроме того, вентиляторы предпочтительно окружены гондолой, которая прикреплена к вертикальному хвостовому оперению ЛА.

Краткое описание чертежей

Описание других отличительных признаков и преимуществ настоящего изобретения приводится ниже со ссылками на прилагаемые чертежи, на которых изображен один из возможных вариантов осуществления изобретения, не являющийся ограничивающим или исключительным.

На фиг. 1 схематично показан гражданский летательный аппарат согласно изобретению, вид в перспективе;

на фиг. 2 показан турбореактивный двигатель летательного аппарата, изображенного на Фиг. 1, вид в разрезе по плоскости II-II.

Осуществление изобретения

Предметом настоящего изобретения является любой ЛА, как военный, так и гражданский, например беспилотный ЛА (БПЛА) или пассажирский лайнер типа изображенного на Фиг. 1.

Итак, на Фиг. 1 показан гражданский летательный аппарат 1 согласно настоящему изобретению. Данный летательный аппарат содержит ТРД 10, установленный в задней части фюзеляжа 2 летательного аппарата вдоль продольной оси фюзеляжа.

Как более подробно показано на Фиг. 2, ТРД 10 установлен по центру фюзеляжа, вдоль продольной оси Х-Х фюзеляжа 2 ЛА. В частности, ТРД содержит (если смотреть спереди назад по направлению прохождения газового потока) два отдельных газогенератора 12а и 12b, установленных параллельно и питающих единственную рабочую турбину 14.

Обычно каждый газогенератор 12а, 12b содержит компрессор низкого давления, компрессор высокого давления, камеру сгорания, турбину низкого давления и турбину высокого давления (не показаны).

Кроме того, каждый газогенератор 12а, 12b размещен в соответствующем канале первого контура 16а, 16b. Данные каналы первого контура расположены под углом относительно друг друга, V-образно расходясь вверху по течению и соединяясь ниже по течению на продольной оси Х-Х.

Предпочтительно, каждый из каналов первого контура 16а и 16b, в которых установлены газогенераторы, расположен под углом от 80° до 120° к продольной оси фюзеляжа ЛА.

Смесительная камера (на чертежах) располагается в зоне соединения данных двух каналов первого контура 16а и 16b. Функция данной смесительной камеры заключается в перемешивании двух потоков газа, поступающих от двух газогенераторов, так, чтобы образовывался единый однородный газовый поток, поступающий к рабочей турбине 14.

Кроме того, в конструкции также предусмотрены отдельные воздухозаборники 18а и 18b для забора воздуха и его подачи к каждому из газогенераторов. Данные воздухозаборники соединены с фюзеляжем 2 летательного аппарата таким образом, что в них поступает по меньшей мере часть пограничного слоя, образующегося вокруг фюзеляжа ЛА. Выражаясь точнее, внутренние стенки данных воздухозаборников непосредственно являются частью фюзеляжа.

Рабочая турбина 14, питаемая двумя вышеуказанными газогенераторами, содержит два ротора 14а и 14b противоположного направления вращения, которые приводят во вращение в противоположных направлениях два вентилятора 20а и 20b, которые установлены за ТРД последовательно в канале второго контура 22. Роторы этих турбин соосны и располагаются по продольной оси Х-Х. Рабочая турбина 14 установлена внутри конструкции (не показана), располагающейся внутри фюзеляжа, который также является опорой для окруженного кольцевым каналом центрального тела 24, расположенного по продольной оси Х-Х.

Два вентилятора 20а и 20b окружены гондолой 26, которая прикреплена непосредственно к вертикальному хвостовому оперению 4 летательного аппарата. Внешний диаметр D этих вентиляторов по существу равен максимальному диаметру Е фюзеляжа 2 летательного аппарата.

Таким образом, заднее расположение и большой внешний диаметр этих вентиляторов обеспечивают возможность поступления в них той части пограничного слоя, которая не попала в газогенераторы.

В результате, поскольку скорость потока в пограничном слое является относительно низкой, частота вращения вентиляторов также остается сравнительно низкой, что обеспечивает возможность повышения тяговой эффективности ТРД и снижения уровня шума.

Кроме того, поскольку пограничный слой всасывается (газогенераторами и вентиляторами ТРД) и поскольку площадь поперечного сечения всего летательного аппарата в целом мала (так как ТРД "спрятан" за фюзеляжем летательного аппарата), это ограничивает аэродинамическое сопротивление летательного аппарата.

Следует отметить, что относящееся к ТРД оборудование (не показано) может быть размещено вокруг газогенераторов, где для этого имеется достаточно места.

Следует также отметить, что такая конструкция дает возможность избежать возникновения основных причин отказа ТРД. В частности, в случае выхода из строя одного из газогенераторов другой газогенератор может продолжать работу и обеспечивать подачу горячих газов под давлением на рабочую турбину для создания необходимой тяги. Аналогичным образом, в случае разрушения диска одного из газогенераторов их V-образное расположение обеспечивает возможность избежать попадания осколков диска в другой газогенератор или в вентиляторы.

1. Летательный аппарат (1), перемещаемый турбореактивным двигателем (10) с вентиляторами противоположного вращения, при этом турбореактивный двигатель встроен в хвостовую часть фюзеляжа (2) летательного аппарата, продолжая ее, и содержит два газогенератора (12а, 12b), питающих рабочую турбину (14), имеющую два ротора (14а, 14b) противоположного вращения, для привода двух вентиляторов (20а, 20b), расположенных за газогенераторами, и отдельные воздухозаборники (18а, 18b) для каждого газогенератора, причем указанные воздухозаборники соединены с фюзеляжем летательного аппарата с возможностью захватывать по меньшей мере часть пограничного слоя, образующегося вокруг фюзеляжа летательного аппарата.

2. Летательный аппарат по п. 1, отличающийся тем, что внешний диаметр D вентиляторов по существу равен максимальному диаметру (Е) фюзеляжа летательного аппарата.

3. Летательный аппарат по п. 1, отличающийся тем, что газогенераторы расположены в каналах первого контура (16а, 16b), расположенных относительно друг друга V-образно.

4. Летательный аппарат по п. 3 отличающийся тем, что каналы первого контура расположены под углом от 80 до 120° к продольной оси (Х-Х) фюзеляжа летательного аппарата.

5. Летательный аппарат по п. 1, отличающийся тем, что рабочая турбина и вентиляторы расположены вдоль продольной оси (Х-Х) фюзеляжа летательного аппарата.

6. Летательный аппарат по п. 1, отличающийся тем, что вентиляторы окружены гондолой (26), которая прикреплена к вертикальному хвостовому оперению (4) летательного аппарата.