Турбовинтовой двигатель

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.

 

Изобретение относится к области авиационной техники и может быть использовано в конструкции авиационных двигателей и силовых установок.

Известен турбовинтовой двигатель НК-12 для самолета ТУ95 (Двигатели 1944-2000 авиационные, ракетные, морские, промышленные. М.: АКС-Конверсалт, 2000. С. 187-190), содержащий редуктор соосных воздушных винтов и газотурбинный турбовальный двигатель, выходной вал которого соединен с редуктором соосных воздушных винтов.

Ось редуктора воздушных винтов двигателя НК-12 расположена соосно выходному валу двигателя, воздухозаборник выполнен кольцевым. Вход воздухозаборника находится в области воздушного потока, сформированного участками лопастей воздушных винтов, близкими к их корневой части. Эти конструктивные особенности не позволяют эффективно использовать энергию воздушного потока, сформированного воздушными винтами, так как в этой зоне наддув практически отсутствует.

Наиболее близким к предлагаемому изобретению является принятый за прототип турбовинтовой двигатель ТВ3-117СБМ1 для самолета АН-140 (HIS Janes's Aero-Engines 2013-2014, с. 268), содержащий редуктор воздушного винта и воздухозаборник, расположенный в зоне корневой части лопасти воздушного винта, причем выходной вал газотурбинного турбовального двигателя соединен с редуктором воздушного винта механической трансмиссией, а выхлопной патрубок выполнен с поворотом потока.

Недостатками указанного двигателя являются:

- применение «одиночного» воздушного винта создает реактивный крутящий момент на двигателе и, как следствие, балансировочные потери мощности на самолете, необходимость компенсировать крутящий момент ведет к существенным затратам мощности;

- недостаточное смещение оси воздушного винта относительно оси двигателя, не позволяющее повысить эффективную мощность за счет наддува воздухозаборника.

Смещение оси воздушного винта относительно оси двигателя на величину, не позволяющую разместить воздухозаборник двигателя в зоне средней части радиуса воздушного винта, исключает возможность эффективного наддува воздухозаборника потоком воздуха за воздушным винтом и, как следствие, исключает увеличение мощности двигателя за счет этого, а также возможность применения прямого воздухозаборника с малыми аэродинамическими потерями энергии. Кроме того, воздухозаборник двигателя с поворотом потока имеет в полете существенно большие аэродинамические потери, чем прямой без поворотов потока воздухозаборник. Выхлопной патрубок с поворотом потока также вызывает дополнительные аэродинамические потери.

Задачей, на решение которой направлено предлагаемое изобретение, является устранение вышеназванных недостатков.

Техническим результатом изобретения является повышение мощности турбовинтового двигателя за счет наддува воздухозаборника без форсирования базового турбовального двигателя, входящего в его состав, и исключение балансировочных потерь энергии на самолете, связанных с компенсацией суммарного реактивного момента, а также снижение массы конструктивных элементов двигателя.

Решение поставленной технической задачи достигается тем, что турбовинтовой двигатель содержит турбовальный газотурбинный двигатель, выводной вал которого соединен с редуктором воздушных винтов с помощью механической трансмиссии, причем согласно предлагаемому изобретению редуктор имеет выводные валы для привода соосных воздушных винтов, а ось редуктора смещена относительно оси двигателя на величину, позволяющую разместить воздухозаборник газотурбинного двигателя в средней зоне радиуса воздушных винтов. Прямой, без поворотов воздушного потока воздухозаборник минимизирует аэродинамические потери воздушного потока. Выхлопной патрубок также выполнен прямым, без поворота потока.

Применение соосных воздушных винтов позволяет исключить реактивный момент на двигателе и балансировочные потери энергии на самолете (что, в свою очередь, эквивалентно увеличению мощности двигателя). Кроме того, эффективность соосных воздушных винтов выше эффективности одиночного воздушного винта. Снижение потерь полного давления воздуха в прямом воздухозаборнике газотурбинного двигателя, уменьшение аэродинамических потерь энергии на выходе газотурбинного двигателя за счет прямого и короткого выходного устройства также приводит к увеличению эффективности двигателя. Снижение массы конструктивных элементов подвески двигателя и самолетных элементов подвески обеспечивается отсутствием реактивных моментов.

Сущность изобретения поясняется чертежами:

фиг. 1 - общий вид турбовинтового двигателя,

фиг. 2 - компоновка турбовинтового двигателя на пилоне на крыле самолета, где

1 - базовый турбовальный двигатель;

2 - механическая трансмиссия;

3 - редуктор соосных воздушных винтов;

4 - воздухозаборник;

5 - выхлопной патрубок;

6 - воздушные винты.

Базовый турбовальный двигатель 1 имеет вал вывода мощности, который через механическую трансмиссию 2 соединен с редуктором 3 привода соосных воздушных винтов 6, расположенный за винтами прямой, без поворотов потока, воздухозаборник 4 двигателя 1, смещенный относительно оси двигателя 1 в среднюю зону радиуса воздушных винтов 6, расположенный на оси двигателя сзади прямой короткий выхлопной патрубок 5 двигателя 1.

Базовый турбовальный двигатель 1 передает механическую мощность вращения выводного вала через механическую трансмиссию 2 на редуктор 3 привода соосных воздушных винтов 6, которые вращаются в разных направлениях. При этом реактивные моменты от каждого винта равны и направлены навстречу друг другу, а суммарный реактивный момент на двигателе отсутствует. Воздушные винты 6, вращаясь, эффективно дополнительно наддувают воздухозаборник 4 двигателя, расположенный в средней зоне радиуса воздушных винтов 6, где наддув наиболее эффективен.

Таким образом, предлагаемое изобретение позволяет существенно увеличить мощность турбовинтового двигателя за счет наддува воздухозаборника без форсирования базового турбовального двигателя, входящего в его состав, а исключение балансировочных потерь на самолете, связанных с компенсацией суммарного реактивного момента, эквивалентно дополнительному существенному увеличению мощности двигателя. Отсутствие реактивного момента позволяет также снизить массу самолета за счет снижения массы конструктивных элементов подвески двигателя. Снижение общего уровня аэродинамических потерь в прямом воздухозаборнике и в прямом коротком выхлопном патрубке также приводит к повышению эффективности двигателя.

Турбовинтовой двигатель, содержащий турбовальный газотурбинный двигатель и редуктор воздушных винтов, причем выводной вал турбовального газотурбинного двигателя соединен с редуктором воздушных винтов с помощью механической трансмиссии, отличающийся тем, что 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.



 

Похожие патенты:

Авиационная силовая установка содержит турбореактивный двухконтурный двигатель с внешним и внутренним контурами и по меньшей мере один выносной вентиляторный модуль.

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.

Наверх