Авиационная силовая установка

Авиационная силовая установка содержит турбореактивный двухконтурный двигатель с внешним и внутренним контурами и по меньшей мере один выносной вентиляторный модуль. Выносной вентиляторный модуль имеет корпус с установленными в нем тяговым вентилятором, приводом вентилятора, размещенными на одном валу, и регулируемым реактивным соплом и дополнен внутренним контуром с суживающимся реактивным соплом. Указанный внутренний контур соединен газовым каналом с внутренним контуром турбореактивного двухконтурного двигателя и снабжен устройством подогрева газа, поступающего из внутреннего контура турбореактивного двухконтурного двигателя. Привод тягового вентилятора выполнен в виде газовой турбины, размещенной ниже устройства подогрева газа по потоку. Стенки газового канала выполнены из трех слоев, где жаростойкий внутренний слой выполнен из интерметаллида, теплоизолирующий средний слой выполнен из кварцевых и кремнеземных тканей, а внешний слой выполнен из углепластика на основе высокопрочных углеродных волокон и высокотемпературной полимерной матрицы. Изобретение обеспечивает улучшение согласования взлетного и крейсерского режимов работы и повышение топливной экономичности авиационной силовой установки. 2 з.п. ф-лы, 3 ил.

 

Изобретение относится к силовым установкам (СУ) летательных аппаратов гражданской и транспортной авиации. Одной из основных задач СУ является повышение топливной экономичности в условиях длительных полетов.

Одним из направлений повышения топливной экономичности является снижение удельного расхода топлива СУ за счет повышения степени двухконтурности двигателя. Однако реализация высоких значений степени двухконтурности в турбореактивных двухконтурных двигателях (ТРДД) традиционных компоновок приводит к существенному уменьшению размерности газогенератора, увеличению размера вентилятора и, как следствие, увеличению сопротивления обтекателя вентилятора. Это обстоятельство, а также проблемы размещения таких двигателей на летательном аппарате в значительной степени ограничивают возможный диапазон значений двухконтурности в ТРДД традиционной схемы.

Поскольку возможности развития традиционных компоновок во многом исчерпаны, необходимы новые решения - например, глубокая интеграция силовой установки и планера летательного аппарата для снижения сопротивления набегающего воздушного потока. Значительного эффекта здесь можно достичь за счет использования так называемой распределенной силовой установки со степенью двухконтурности более 12 единиц (см. Наука и транспорт. Гражданская авиация, с. 24, 25, №1, 2012).

Известен ТРДД с большой степенью двухконтурности, содержащий несколько вентиляторов (US 6792745, 2004). ТРДД содержит газогенератор с компрессором, камеру сгорания, турбину с приводным валом и несколько распределенных вентиляторов, располагаемых в корпусе. Ось каждого вентилятора аксиально смещена относительно оси приводного вала. Техническое решение снижает вес двигателя, уровень шума, расходы на изготовление и эксплуатацию двигателя, повышает степень двухконтурности двигателя до значения более 9 единиц. Недостатком данной конструкции является то, что центральный двигатель получает воздух от двух боковых смежных вентиляторов, что делает невозможным удаление вентиляторов от центрального двигателя и ухудшает возможности для интеграции двигателя и летательного аппарата.

Известна мультивентиляторная система, состоящая из основного турбовентиляторного двигателя и набора распределенных вентиляторов с воздушными турбинами, соединенных каждый одной осью (US 6834495, 2004). Воздух для привода вентиляторов подается из компрессора основного двигателя. Мультивентиляторная система может быть использована составными частями для создания тяги при вертикальном взлете и посадке самолетов. Однако данная воздушная система передачи мощности для привода распределенных вентиляторов по сравнению с механической менее эффективна и надежна, имеет больший вес.

Известна авиационная двигательная установка с несколькими вентиляторами (US 8402740, 2013). Установка содержит по меньшей мере один двигатель с одним компрессором, одной камерой сгорания и одной турбиной, движущей главный вал, и два выносных вентилятора, приводимые от главного вала. Установка обеспечивает повышение степени двухконтурности двигателя для снижения удельного расхода топлива. Однако данная схема двигательной установки обеспечивает существенно неравномерный поток на входе в газогенератор, что снижает эффективность и надежность его работы.

Наиболее близким техническим решением является турбореактивный двухконтурный двигатель летательного аппарата с выносными вентиляторными модулями (Towards a Silent Aircraft. Ann Dowling and Tom Hynes. Department of Engineering University of Cambridge. The Royal Aeronautical Society Hamburg Branch 27th May 2008 //http://www.fzt.haw-hamburg.de/pers/Scholz/dglr/hh/text_2008_05_27_SilentAircraft.pdf).

Двигатель содержит вентилятор, газогенератор, агрегат отбора вспомогательной мощности и выносные вентиляторные модули с приводами, где вентилятор, турбина вентилятора и агрегат отбора мощности соединены валом, при этом выносные вентиляторные модули с приводами подключены к агрегату отбора мощности. Причем двигатель и выносные вентиляторные модули с регулируемыми соплами на выходе интегрированы с летательным аппаратом.

Данное техническое решение позволяет увеличить степень двухконтурности двигателя, что улучшает его экономичность. Однако данная схема двигателя имеет ограничения по степени двухконтурности на уровне около 20 единиц и, следовательно, по топливной экономичности турбореактивного двухконтурного двигателя. Это связано, в основном, с рассогласованностью параметров работы двигателя на крейсерском и взлетном режимах, что приводит к повышению необходимого уровня температуры газа перед турбиной на взлетном режиме до недопустимых в эксплуатации величин.

Из теории турбореактивных двигателей известно (см. Теория и расчет воздушно-реактивных двигателей. Под редакцией С.М. Шляхтенко, М: Машиностроение, 1987 г. стр. 299), что для ТРДД с раздельными контурами с ростом степени двухконтурности (m=GII/GI, где GI и GII - это расход воздуха через первый и второй контуры соответственно) растет полетный КПД ηп (отношение полезной работы передвижения к располагаемой работе двигателя), который можно представить, как:

где Vn - скорость полета;

ccI - скорость истечения из сопла первого контура;

ccII - скорость истечения из сопла второго контура;

m - степень двухконтурности двигателя.

При степени сжатия в вентиляторе πв*=const и скорости истечения из сопла второго контура ccII=const, скорость истечения из сопла первого контура ccI с ростом m уменьшается, так как уменьшается доля энергии, приходящаяся на внутренний контур.

Эффективный КПД ηе цикла (отношение располагаемой работы двигателя к затраченной энергии топлива) с ростом m уменьшается, так как в этом случае растет доля энергии, передаваемой наружному контуру, следовательно, растут и потери передачи энергии в цикле.

При этом общий КПД ηoпηе (отношение полезной работы передвижения к затраченной энергии топлива) имеет максимум по степени двухконтурности m.

Пример графика зависимости общего, полетного и эффективного КПД от степени двухконтурности при πв*в*optв* - степень повышения полного давления воздуха в вентиляторе) представлен на стр. 300 в работе «Теория и расчет воздушно-реактивных двигателей.» Под редакцией С.М. Шляхтенко, М: Машиностроение, 1987 г. Оптимум достигается при m более 16 и при дальнейшем совершенствовании параметров двигателя смещается к величине m более 20.

Для ТРДД с неизменным рабочим процессом, к которым относится двигатель прототипа, достижение на крейсерском режиме высоких параметров общего КПД ηoпηе и оптимальной степени двухконтурности mopt, также приводит и к высокой степени двухконтурности двигателя на взлетном режиме. При этом к двигателю предъявляется требование по обеспечению взлетной тяги R0, которая существенно превышает потребную тягу в крейсерском полете Rкр; так, например, для дальнемагистрального пассажирского самолета превышение R0/Rкр составляет более 2,2. Таким образом, на взлетном режиме ТРДД с помощью меньшего, по сравнению с двигателем более низкой степени двухконтурности, количества рабочего тела - воздуха, проходящего через внутренний контур, требуется произвести работу для привода вентиляторов ТРДД с возросшим расходом воздуха. Это достигается за счет дополнительной подачи топлива в камеру сгорания и соответствующего роста температуры газа Т*г перед турбиной до величин, которые могут превышать возможности конструкционных материалов турбины. Это, в свою очередь, приводит к введению ограничения на возможную величину степени двухконтурности на крейсерском режиме mкр менее mорt, снижению общего КПД ηoпηе и росту расхода топлива.

Основным недостатком является то, что такое конструктивное исполнение агрегата отбора вспомогательной мощности ограничивает дальнейшее повышение топливной экономичности ТРДД, потому что при увеличении степени двухконтурности двигателя не обеспечивается согласование взлетного и крейсерского режимов и резко возрастает вес агрегата отбора вспомогательной мощности. Это сводит на нет эффект повышения топливной экономичности от увеличения степени двухконтурности при использовании выносных вентиляторных модулей.

Техническая проблема заключается в повышении топливной экономичности авиационной СУ на крейсерском режиме.

Технический результат заключается в улучшении согласования взлетного и крейсерского режимов работы авиационной СУ гражданской и транспортной авиации, что позволяет повысить топливную экономичность СУ на крейсерском режиме при оптимальной степени двухконтурности на взлетном режиме.

Заявленный технический результат достигается тем, что авиационная силовая установка содержит турбореактивный двухконтурный двигатель с внешним и внутренним контурами и по меньшей мере один выносной вентиляторный модуль. Выносной вентиляторный модуль имеет корпус с установленными в нем тяговым вентилятором, приводом вентилятора, размещенными на одном валу, и регулируемым реактивным соплом. Выносной вентиляторный модуль дополнен внутренним контуром с суживающимся реактивным соплом, причем указанный внутренний контур соединен газовым каналом с внутренним контуром турбореактивного двухконтурного двигателя и снабжен устройством подогрева газа, поступающего из внутреннего контура турбореактивного двухконтурного двигателя. Привод тягового вентилятора выполнен в виде газовой турбины, размещенной ниже устройства подогрева газа по потоку.

Новым в изобретении также является то, что:

- устройство подогрева газа включает коллектор с топливными форсунками, систему зажигания и стабилизатор пламени;

- газовый канал состоит из жаростойкого внутреннего, теплоизолирующего среднего и внешнего слоев.

Наличие внутреннего контура выносного вентиляторного модуля позволяет подвести дополнительную энергию к рабочему телу внутреннего контура на взлетном режиме, тем самым повысить тягу и улучшить согласование с крейсерским режимом, на котором выбранные параметры способны обеспечить большую экономичность двигателя, но недостаточную для обеспечения взлетной тяги без подвода дополнительной энергии.

Наличие газовой турбины на одном валу с тяговым вентилятором позволяет преобразовать переданную энергию газа в механическую для привода выносного вентиляторного модуля и позволяет получать более высокую, оптимальную степень двухконтурности двигателя, что повышает топливную экономичность авиационной СУ на крейсерском режиме.

Наличие газового канала позволяет уменьшить вес конструкции, необходимой для передачи энергии к тяговому вентилятору выносного вентиляторного модуля, и повысить топливную экономичность авиационной СУ на крейсерском режиме.

Наличие суживающегося реактивного сопла за газовой турбиной выносного вентиляторного модуля позволяет использовать оставшуюся энергию газа для создания реактивной тяги, что повышает топливную экономичность авиационной СУ на крейсерском режиме.

Наличие во внутреннем контуре выносного вентиляторного модуля устройства подогрева газа, выполненного в виде коллектора с топливными форсунками, системы зажигания и стабилизатора пламени, позволяет на взлетном режиме уменьшить подачу топлива в камеру сгорания ТРДД. Необходимость уменьшения подачи топлива в камеру сгорания ТРДД обусловлена тем, что температура газа перед турбиной газогенератора двигателя с большой двухконтурностью, выбранная для получения лучшей экономичности на крейсерском режиме, возрастает на взлетном режиме и для достижения требуемого уровня взлетной тяги превышает максимально допустимые температурные значения. Это связано с уменьшением доли рабочего тела - воздуха, идущего через внутренний контур ТРДД большой двухконтурности. Подача части топлива в коллектор с топливными форсунками в газовом канале и организация его сжигания, с использованием системы зажигания и стабилизаторами пламени, дает дополнительную энергию для привода тягового вентилятора выносного вентиляторного модуля и увеличивает взлетную тягу без превышения температуры газа перед турбиной газогенератора максимально допустимой величины. Это обеспечивает улучшение согласования взлетного и крейсерского режимов работы авиационной СУ гражданской и транспортной авиации.

Настоящее изобретение поясняется последующим подробным описанием конструкции авиационной СУ и ее работы со ссылкой на фиг. 1-3, где:

на фиг. 1 изображена конструкция авиационной СУ с выносным вентиляторным модулем;

на фиг. 2 изображен схематично фронтальный разрез СУ с выносным вентиляторным модулем;

на фиг. 3 изображен схематично фронтальный разрез СУ с двумя выносными вентиляторными модулями.

Авиационная силовая установка содержит ТРДД 1 и по меньшей мере один выносной вентиляторный модуль 2 (фиг. 1). ТРДД 1 выполнен с внешним контуром 3 и внутренним контуром 4 (фиг. 2). Выносной вентиляторный модуль 2 имеет корпус 5 с установленными в нем тяговым вентилятором 6, приводом вентилятора, выполненным в виде газовой турбины 7, размещенными на одном валу 8, и регулируемым реактивным соплом 9. Выносной вентиляторный модуль 2 содержит внешний контур 10 и дополнен внутренним контуром 11 с суживающимся реактивным соплом 12, причем указанный внутренний контур 11 соединен газовым каналом 13 с внутренним контуром 4 ТРДД 1 и снабжен устройством 14 подогрева газа, поступающего из внутреннего контура 4 ТРДД 1. Газовая турбина 7 размещена ниже устройства 14 подогрева газа по потоку.

Устройство 14 подогрева газа выполнено в виде коллектора с топливными форсунками, включает систему зажигания и стабилизатор пламени (не показано).

Подвод горячего газа от внутреннего контура 4 ТРДД 1 во внутренний контур 11 выносного вентиляторного модуля 2 осуществляется по газовому каналу 13, который состоит из жаростойкого внутреннего, теплоизолирующего среднего и внешнего слоев. Жаростойкий внутренний слой газового канала 13 может быть выполнен из интерметаллида (ортосплав ВТИ-4, плотность ρ=5,1 г/см3) с вафельной или бандажированной поверхностью. Теплоизолирующий средний слой может быть выполнен из кварцевых и кремнеземных тканей (ПГИ-Т6, КТ-11-С12/7 поверхностная плотность ρповерх.=0,1 г/см2), которые могут длительно эксплуатироваться при температуре 1000-1200°C и кратковременно при температурах до 1600°С. Внешний слой может быть выполнен из углепластика на основе высокопрочных углеродных волокон и высокотемпературной полимерной матрицы (ВКУ-38, максимальная рабочая температура tмакс=320°C, плотность ρ=1,65 г/см3).

На валу 8 выносного вентиляторного модуля 2 установлена газовая турбина 7 привода тягового вентилятора 6. Общий вес газовой турбины 7 по сравнению с прототипом не увеличивается, так как на аналогичную величину снижается вес турбины 15 привода вентилятора 16 ТРДД 1, от которой отбиралась мощность на привод выносных вентиляторов в прототипе.

За газовой турбиной 7 выносного вентиляторного модуля 2 установлено суживающееся реактивное сопло 12, имеющее в данном случае малый вес (около 20 кг).

На фигуре 3 изображена авиационная СУ с двумя выносными вентиляторными модулями 2.

На крейсерском режиме, занимающем основную часть времени полета магистрального пассажирского самолета, необходимо выбрать параметры ТРДД 1 (степень повышения давления в вентиляторе ТРДД πв*, степень повышения давления в компрессоре πк*, температуру газа перед турбиной T*г, и т.д.), обеспечивающие потребную тягу при оптимальном значении степени двухконтурности mopt, без использования дополнительного подогрева газа в газовом канале 13 между турбиной 15 привода вентилятора 16 ТРДД 1 и газовыми турбинами 7 выносных вентиляторных модулей 2, что обеспечивает повышение топливной экономичности двигателя.

На взлетном режиме необходимо ограничить подачу топлива в камеру горания 17, чтобы рост температуры газа T*г перед турбиной 18 газогенератора 19 ТРДД 1 с большой двухконтурностью и выбранными на крейсерском режиме оптимальными параметрами не превысил допустимой величины. При этом достижение необходимой взлетной тяги обеспечивается подачей топлива в коллекторы, расположенные во внутренних контурах 11 выносных вентиляторных модулей 2. Полученная при сжигании топлива в газовом канале 13 дополнительная энергия дает рост мощности газовых турбин 7 выносных вентиляторных модулей 2 и увеличение взлетной тяги.

ТРДД с двумя выносными вентиляторными модулями (фиг. 3) прошел этап моделирования с помощью разработанной во ФГУП «ЦИАМ им. П.И. Баранова» математической модели газотурбинного двигателя первого уровня, которое подтвердило возможность достижения заявленного технического результата.

Техническое решение обеспечивает улучшение согласования взлетного и крейсерского режимов работы и повышение топливной экономичности авиационной СУ.

1. Авиационная силовая установка, содержащая турбореактивный двухконтурный двигатель с внешним и внутренним контурами и по меньшей мере один выносной вентиляторный модуль, имеющий корпус с установленными в нем тяговым вентилятором, приводом вентилятора, размещенными на одном валу, и регулируемым реактивным соплом, отличающаяся тем, что выносной вентиляторный модуль дополнен внутренним контуром с суживающимся реактивным соплом, причем указанный внутренний контур соединен газовым каналом с внутренним контуром турбореактивного двухконтурного двигателя и снабжен устройством подогрева газа, поступающего из внутреннего контура турбореактивного двухконтурного двигателя, привод тягового вентилятора выполнен в виде газовой турбины, размещенной ниже устройства подогрева газа по потоку, стенки газового канала выполнены из трех слоев, где жаростойкий внутренний слой выполнен из интерметаллида, теплоизолирующий средний слой выполнен из кварцевых и кремнеземных тканей, а внешний слой выполнен из углепластика на основе высокопрочных углеродных волокон и высокотемпературной полимерной матрицы.

2. Авиационная силовая установка по п. 1, отличающаяся тем, что устройство подогрева газа включает коллектор с топливными форсунками, систему зажигания и стабилизатор пламени.

3. Авиационная силовая установка по п. 1 или 2, отличающаяся тем, что жаростойкий внутренний слой газового канала выполнен из интерметаллида с вафельной или бандажированной поверхностью.



 

Похожие патенты:

Способ работы трехконтурного турбореактивного двигателя с форсажной камерой заключается в том, что сжатый воздух из адаптивного вентилятора разделяют на три потока.

Трехъярусная рабочая лопатка турбовентилятора содержит последовательно расположенные от корпуса турбовентилятора к диску ротора рабочую лопатку вентилятора и рабочую лопатку турбины, соединенные между собой посредством промежуточного элемента с образованием трех проточных газовых каналов.

Изобретение относится к энергетике. Предлагается камера смешения форсажной камеры, которая включает внешний кольцевой корпус, кок-стекатель и оболочку, на которой расположены радиально направленные пилоны-воздуховоды, закрепленные с противоположной стороны на общем разделителе, который делит внутренний контур на центральную и вешнюю части, а также обеспечивает подачу воздуха наружного контура, через полости пилонов, непосредственно в центральную часть внутреннего контура, тем самым обеспечивая равномерное распределение кислорода по радиусу камеры смешения, однородное температурное поле на выходе из камеры смешения и эффективное охлаждение узлов форсунок и стабилизаторов форсажной камеры.

Изобретение относится к авиационным турбореактивным двигателям, включая двигатели для сверхзвуковых многорежимных самолетов. В турбореактивном двигателе с внешней стороны от канала наружного контура выполнен канал третьего контура, образованный на входе в двигатель промежуточными полками входного направляющего аппарата вентилятора и внешним корпусом двигателя и далее ниже по потоку - разделительными полками рабочих и спрямляющих лопаток вентилятора совместно с внешним корпусом двигателя.

Изобретение относится к газотурбинным двигателям и, в частности, к двигателю с изменяемым циклом для энергоснабжения сверхзвуковых самолетов в полете. .

Изобретение относится к авиадвигателестроению. .

Изобретение относится к авиационной технике, в частности к летательным аппаратам, имеющим на борту емкость для жидкости, предназначенной, например, для тушения пожаров.

Изобретение относится к авиадвигателестроению. .

Двухконтурный турбореактивный двигатель (1), в особенности для летательного аппарата, в котором циркулируют сверху по потоку вниз воздушные потоки, при этом турбомашина (1) проходит в осевом направлении и содержит внутренний корпус (11), межконтурный корпус (12) и наружный корпус (13).

Турбореактивный двигатель содержит три камеры сгорания с газовоздушными контурами, подключенные к соплам, компрессоры и турбину. Одна камера сгорания расположена между компрессором и турбиной, а две другие - за ней, одна вокруг другой.

Способ повышения тяги двухконтурного турбореактивного двигателя, содержащего вентилятор, компрессор, камеру сгорания, турбину высокого давления, турбину низкого давления, сопло внутреннего контура и сопло наружного контура, заключается в том, что в канале наружного контура перед входом в сопло устанавливаются направляющие лопатки, позволяющие получить за срезом сопла внутреннего контура зону пониженного давления, что обеспечивает увеличение скорости истечения из сопла внутреннего контура и возрастание расхода воздуха через двигатель.

Двигательная установка гиперзвукового самолета содержит фюзеляж, воздухозаборник, корпус, компрессора низкого, среднего и высокого давления с роторами, камеру сгорания, установленную за компрессором высокого давления, газовую турбину, первый вал, соединяющий компрессор низкого давления и газовую турбину, реактивное сопло и топливную систему, использующую водород, соединенную с камерой сгорания.

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.

Изобретение позволяет улучшить согласование взлетного и крейсерского режимов работы двигателя и повысить топливную экономичность двигателей гражданской и транспортной авиации.

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.

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.

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.

Турбовинтовой двигатель содержит турбовальный газотурбинный двигатель и редуктор воздушных винтов. Выводной вал турбовального газотурбинного двигателя соединен с редуктором воздушных винтов с помощью механической трансмиссии. Редуктор имеет выводные валы для привода соосных воздушных винтов, а ось редуктора смещена относительно оси турбовального газотурбинного двигателя на величину, позволяющую разместить воздухозаборник газотурбинного двигателя в средней зоне радиуса воздушных винтов. Изобретение направлено на повышение мощности турбовинтового двигателя за счет наддува воздухозаборника без форсирования базового турбовального газотурбинного двигателя, входящего в его состав, исключение балансировочных потерь энергии на самолете, связанных с компенсацией суммарного реактивного момента, эквивалентное дополнительному увеличению мощности двигателя, а также снижение массы конструктивных элементов двигателя и самолета. 2 ил.

Авиационная силовая установка содержит турбореактивный двухконтурный двигатель с внешним и внутренним контурами и по меньшей мере один выносной вентиляторный модуль. Выносной вентиляторный модуль имеет корпус с установленными в нем тяговым вентилятором, приводом вентилятора, размещенными на одном валу, и регулируемым реактивным соплом и дополнен внутренним контуром с суживающимся реактивным соплом. Указанный внутренний контур соединен газовым каналом с внутренним контуром турбореактивного двухконтурного двигателя и снабжен устройством подогрева газа, поступающего из внутреннего контура турбореактивного двухконтурного двигателя. Привод тягового вентилятора выполнен в виде газовой турбины, размещенной ниже устройства подогрева газа по потоку. Стенки газового канала выполнены из трех слоев, где жаростойкий внутренний слой выполнен из интерметаллида, теплоизолирующий средний слой выполнен из кварцевых и кремнеземных тканей, а внешний слой выполнен из углепластика на основе высокопрочных углеродных волокон и высокотемпературной полимерной матрицы. Изобретение обеспечивает улучшение согласования взлетного и крейсерского режимов работы и повышение топливной экономичности авиационной силовой установки. 2 з.п. ф-лы, 3 ил.

Наверх