Авиационная силовая установка

Авиационная силовая установка содержит турбокомпрессорный блок, батарею твердооксидных топливных элементов с выходами для анодного и катодного газов, отдельно расположенный тяговый вентилятор, топливный насос. Турбокомпрессорный блок включает контур низкого давления и контур высокого давления с камерой сгорания, регулятор расхода топлива выполнен с двумя выходами, один из которых связан с камерой сгорания. Выходы для анодного и катодного газов батареи твердооксидных топливных элементов соединены газоводами с входом камеры сгорания. Тяговый вентилятор снабжен электродвигателем, электрически связанным с батареей твердооксидных топливных элементов. Авиационная силовая установка снабжена риформером, связанным с батареей твердооксидных топливных элементов с образованием электрохимического генератора. Контур высокого давления содержит заслонку и дополнительный контур, образованный внутренним вентилятором и электрохимическим генератором. Камера сгорания выполнена в виде низкоэмиссионной камеры сгорания со стабилизатором пламени, подключенным к выходному газоводу анодного газа электрохимического генератора, второй выход регулятора расхода топлива связан с входом риформера электрохимического генератора. Изобретение обеспечивает улучшение экологических показателей авиационной силовой установки на взлетном режиме и повышение ее экономичности на крейсерском режиме. 4 ил.

 

Изобретение относится к авиационной технике, в частности к авиационным установкам с гибридными турбореактивными двухконтурными двигателями (ТРДД), которые в дополнение к обычной камере сгорания имеют батарею твердооксидных топливных элементов (ТОТЭ).

Известен гибридный турбореактивный авиационный двигатель с расположенным вне камеры сгорания электрохимическим генератором на топливных элементах (RU 2511829, 2014). Гибридный турбореактивный авиационный двигатель содержит в своем составе турбокомпрессорный блок, топливную батарею, расположенную перед камерой сгорания. Камера сгорания связана с последовательно расположенными турбинами высокого и низкого давления. Турбина высокого давления приводит в движение компрессор высокого давления, подающий воздух в камеру сгорания и топливную батарею, а турбина низкого давления приводит в движение вентилятор, расположенный в контуре низкого давления. Помимо турбины низкого давления вентилятор контура низкого давления приводит в движение электродвигатель, питающийся постоянным электрическим током от топливной батареи. Однако предлагаемая в аналоге последовательность выбора режимов работы двигателя не обеспечивает достижение минимального удельного расхода топлива при поддержании массы конструкции двигателя на минимальном уровне.

Известна авиационная силовая установка на базе топливных элементов (RU 2492116, 2013), содержащая воздушный винт, электродвигатель, батарею ТОТЭ, компрессор и газовую турбину, установленные на одном валу, камеру дожигания, теплообменник, смеситель и выхлопное сопло. Батарея ТОТЭ имеет вход для подачи водорода, вход для подачи воздуха, а также выходы анодного и катодного газов. В качестве топлива используется водород. Теплообменник и газовая турбина снабжены системами перепуска газов для регулирования температуры воздуха, поступающего в топливную батарею, и мощности газовой турбины. Техническое решение повышает эффективность работы авиационной силовой установки на базе топливных элементов путем поддержания рабочей температуры в батарее ТОТЭ на неизменном уровне.

Недостатком данного технического решения является наличие теплообменника, расположенного перед входом в турбину, вследствие чего происходит потеря полезной энергии, что негативно сказывается на характеристиках авиационной силовой установки и ее надежности. Другим недостатком является применение водорода в качестве топлива, что ограничивает возможности авиационной силовой установки.

Наиболее близким техническим решением является гибридный ТРДД, содержащий в своем составе турбокомпрессорный блок, топливную батарею ТОТЭ и отдельно расположенный (вынесенный) тяговый вентилятор, приводимый в движение электродвигателем, который питается постоянным электрическим током от топливной батареи ТОТЭ (статья «Alternative View // Could liquified natural-gas fuel and hybrid-electric propulsion be the future of aviation?», журнал «Aviation Week & Space Technology)), June 4/11, 2012, p. 59-63). Гибридный ТРДД содержит камеру сгорания и регулятор расхода топлива, который соединен с камерой сгорания и батареей ТОТЭ. Недостатком данного технического решения является высокий уровень эмиссии вредных веществ на режиме взлета.

Техническая проблема заключается в высоком уровне эмиссии вредных веществ на режиме взлета авиационных силовых установок.

Технический результат заключается в улучшении экологических показателей авиационной силовой установки на взлетном режиме и повышении ее экономичности на крейсерском режиме.

Заявленный технический результат достигается тем, что авиационная силовая установка содержит турбокомпрессорный блок, батарею твердооксидных топливных элементов с выходами для анодного и катодного газов, отдельно расположенный тяговый вентилятор, топливный насос, соединенный с регулятором расхода топлива. Турбокомпрессорный блок включает контур низкого давления и контур высокого давления с камерой сгорания. Регулятор расхода топлива выполнен с двумя выходами, один из которых связан с камерой сгорания. Выходы для анодного и катодного газов батареи твердооксидных топливных элементов соединены газоводами с входом камеры сгорания. Тяговый вентилятор снабжен электродвигателем, электрически связанным с батареей твердооксидных топливных элементов.

В отличие от известного технического решения авиационная силовая установка снабжена риформером, связанным с батареей твердооксидных топливных элементов с образованием электрохимического генератора. Контур высокого давления содержит заслонку и дополнительный контур, образованный внутренним вентилятором и электрохимическим генератором. Вход риформера электрохимического генератора соединен воздуховодом с выходом внутреннего вентилятора. Выход для катодного газа дополнительно соединен газоводом с входом внутреннего вентилятора. Камера сгорания выполнена в виде низкоэмиссионной камеры сгорания со стабилизатором пламени, подключенным к выходному газоводу анодного газа электрохимического генератора. Второй выход регулятора расхода топлива связан с входом риформера электрохимического генератора. Заслонка выполнена с возможностью изменения расхода воздуха через низкоэмиссионную камеру сгорания.

В предлагаемой авиационной силовой установке электрохимический генератор (ЭХГ), образованный риформером и батареей ТОТЭ, на режиме взлета и на крейсерском режиме работает на одной и той же мощности. Недостаток тяги на взлете компенсируется за счет максимального увеличения мощности контура высокого давления турбокомпрессорного блока. Для этого в низкоэмиссионную камеру сгорания (НКС) турбокомпрессорного блока подаются дополнительное топливо и дополнительный воздух от компрессора высокого давления через заслонку и в обход ЭХГ. При взлете самолета НКС работает в режиме подавления эмиссии вредных веществ, получая дополнительное топливо, независимо от батареи ТОТЭ. Расходы воздуха и топлива, поступающие в НКС, определяются системой управления двигателя в зависимости от режима работы. При работе на взлетном режиме в НКС поступают максимальные расходы воздуха и топлива. На взлете НКС развивает максимальную тепловую мощность и при этом работает в режиме максимального подавления образования вредных веществ, образующихся при горении. Таким образом, на взлете в выхлопной струе авиационной силовой установки достигается остаточная концентрация NOx и СО менее 10 ppm.

Повышение экономичности работы авиационной силовой установки достигается на определенном (крейсерском) режиме ее работы за счет того, что все топливо через регулятор расхода топлива и весь воздух из контура высокого давления полностью подаются в электрохимический генератор. При этом заслонка контура высокого давления полностью перекрывает расход воздуха в НКС, где дожигаются только неиспользованные остатки топлива (анодные и катодные газы).

Настоящее изобретение поясняется подробным описанием конструкции авиационной силовой установки и ее работы со ссылкой на фиг. 1-4, где:

на фиг. 1 изображена схема авиационной силовой установки с ЭХГ и отдельно расположенным тяговым вентилятором;

на фиг. 2 - схема течения рабочих сред в авиационной силовой установке, где весь воздух и все топливо полностью подаются в ЭХГ;

на фиг. 3 - схема течения рабочих сред в авиационной силовой установке, где часть воздуха и топлива подаются в обход ЭХГ;

на фиг. 4 - схема течения рабочих сред в авиационной силовой установке, где часть воздуха подается в обход ЭХГ, а все топливо подается в ЭХГ.

Авиационная силовая установка содержит турбокомпрессорный блок 1 (фиг. 1), батарею 2 ТОТЭ с выходами для анодного и катодного газов, отдельно расположенный тяговый вентилятор 3, топливный насос 4, соединенный с регулятором 5 расхода топлива. Турбокомпрессорный блок 1 включает контур низкого давления и контур высокого давления с НКС 6. Контур низкого давления включает компрессор 7 низкого давления и турбину 8 низкого давления, установленные на одном валу. Контур высокого давления включает компрессор 9 высокого давления и турбину 10 высокого давления, установленные на одном валу. Регулятор 5 расхода топлива выполнен с двумя выходами, один из которых связан с НКС 6. Выходы для анодного и катодного газов батареи 2 ТОТЭ соединены газоводами 11 и 12 с входом НКС 6. Тяговый вентилятор 3 снабжен электродвигателем 13, электрически связанным с батареей 2 ТОТЭ.

Авиационная силовая установка снабжена риформером 14, связанным с батареей 2 ТОТЭ с образованием ЭХГ. Контур высокого давления содержит заслонку 15 и дополнительный контур, образованный внутренним вентилятором 16 и ЭХГ. Внутренний вентилятор 16 содержит отдельную турбину 17. Вход риформера 14 ЭХГ соединен воздуховодом с выходом внутреннего вентилятора 16. Выход для катодного газа дополнительно соединен газоводом 18 с входом внутреннего вентилятора 16. НКС 6 содержит стабилизатор 19 пламени, подключенный к выходному газоводу 11 анодного газа ЭХГ. Второй выход регулятора 5 расхода топлива связан с входом риформера 14 ЭХГ. Заслонка 15 выполнена с возможностью изменения расхода воздуха через НКС 6.

Турбокомпрессорный блок 1 выполнен в виде гибридного ТРДД. ЭХГ содержит риформер 14 для получения синтез-газа, питающего топливные элементы батареи 2 ТОТЭ. Отдельно расположенный (вынесенный) тяговый вентилятор 3 приводится в движение электродвигателем 13. Электродвигатель 13 размещается в обтекателе 20, установленном в тяговом вентиляторе 3, и питается постоянным током от батареи 2 ТОТЭ. ЭХГ расположен рядом с турбокомпрессорным блоком 1 и имеет вход для подачи топлива (синтез-газ), соединенный с выходом регулятора 5 расхода топлива, вход для подачи воздуха, а также отдельные выходы для анодного и катодного газов. Батарея 2 ТОТЭ генерирует постоянный электрический ток благодаря электрохимическим реакциям, происходящим в ней, с непосредственным превращением химической энергии топлива в электрическую. Исходное углеводородное топливо перед подачей в батарею 2 ТОТЭ преобразуется в риформере 14 в синтез-газ, представляющий собой смесь окиси углерода и водорода. Генерация синтез-газа производится методом селективного окисления с использованием только атмосферного воздуха, без применения посторонних реагентов.

Атмосферный воздух подается в батарею 2 ТОТЭ с помощью внутреннего вентилятора 16. Батарея 2 ТОТЭ, риформер 14 жидкого топлива и внутренний вентилятор 16 образуют дополнительный контур, по которому циркулирует атмосферный воздух. Часть воздуха из дополнительного контура отбирается в НКС 6, а недостающий воздух поступает в контур из компрессора 9 высокого давления.

Внутренний вентилятор 16 приводится в движение отдельной турбиной 17 через свой вал. В турбокомпрессорном блоке 1 используется НКС 6 с факельной стабилизацией горения, которая для своей работы получает воздух и топливо независимо от батареи 2 ТОТЭ. Для создания факела, стабилизирующего горение в НКС 6, используются остатки синтез-газа, поступающие из батареи 2 ТОТЭ по газоводу 11 анодного газа.

При взлете самолета НКС 6 работает в режиме подавления эмиссии вредных веществ, получая дополнительное топливо, независимо от батареи 2 ТОТЭ. Часть воздуха в НКС 6 подается в обход дополнительного контура через заслонку 15. Расходы воздуха и топлива, поступающие в НКС 6, определяются системой управления двигателя в зависимости от режима работы. При работе на взлетном режиме в НКС 6 поступают максимальные расходы воздуха и топлива. При работе на крейсерском режиме воздух и топливо в НКС 6 не подаются, а НКС 6 работает в режиме диффузионного горения на остатках синтез-газа и воздуха, поступающих из топливной батареи.

Авиационная силовая установка, схема которой представлена на фиг. 1, может создавать одну и ту же тягу, работая при различных вариантах организации рабочего процесса.

Наиболее очевидный вариант заключается в том, что все топливо и весь воздух из компрессора 9 высокого давления полностью подаются в ЭХГ (фиг. 2). При этом в НКС 6 дожигаются только неиспользованные остатки топлива.

Другой возможный вариант - когда часть воздуха и топлива подаются в обход ЭХГ, с тем чтобы увеличить температуру и расход газов, поступающих на газовую турбину 10 высокого давления (фиг. 3). Возможен и третий вариант (фиг. 4), когда часть воздуха подается в обход ЭХГ, а все топливо подается только в ЭХГ.

Турбокомпрессорный блок 1 выполнен в виде гибридного ТРДД. Удельный расход топлива в гибридном ТРДД будет минимальным, если он работает по первому варианту (фиг. 2). При этом от ТРДД требуется максимальная степень двухконтурности. Но при работе по этому варианту увеличение мощности ТРДД однозначно требует увеличения массы конструкции ЭХГ.

Работа ТРДД в варианте, представленном на фиг. 3, приводит к снижению его экономичности по сравнению с первым вариантом, но при этом становится возможным увеличение мощности газотурбинной части и, следовательно, общей мощности двигателя без увеличения массы ЭХГ. Этот вариант работы ТРДД требует минимальной степени двухконтурности. При третьем варианте работы ТРДД (фиг. 4) возможно уменьшение температуры газов, поступающих на турбину 10 высокого давления, что приводит к снижению мощности двигателя и уменьшению силы тяги. В гибридном ТРДД оказывается возможным существенное уменьшение мощности двигателя без снижения его экономичности.

Особенность авиационного двигателя для перспективного самолета, имеющего высокое аэродинамическое качество, заключается в необходимости большой глубины регулирования двигателя по величине силы тяги. Так, если принять тягу двигателя на взлете за 100%, то для полета самолета на крейсерском режиме необходима сила тяги, составляющая 15-25% от силы тяги на взлете. Для снижения и посадки самолета необходимая величина силы тяги составляет менее 10% от ее взлетной величины.

Поэтому для достижения достаточной глубины регулирования гибридный ТРДД должен допускать реализацию всех трех режимов работы двигателя, представленных на фиг. 2-4. Для этого конструкция двигателя обеспечивает переменную степень двухконтурности. В представленном гибридном ТРДД (фиг. 1) это достигается за счет регулирования площади сопла 21 тягового вентилятора 3, которое работает в потоке холодного воздуха, и изменения степени сжатия в компрессоре 7 низкого давления турбокомпрессорного блока 1.

ТРДД обеспечивает взлет самолета, работая по второй схеме (фиг. 3). При этом ЭХГ работает на номинальной мощности, а створки сопла 21 тягового вентилятора 3 находятся в прикрытом положении, чтобы мощность, потребляемая тяговым вентилятором 3 на взлете, была равна номинальной мощности ЭХГ. Степень двухконтурности ТРДД на этом режиме минимальна, т.к. створки сопла 21 тягового вентилятора 3 прикрыты.

Если бы на взлетном режиме ТРДД функционировал по первой схеме (фиг. 2), то при работе на крейсерском режиме, когда требуется пониженная тяга двигателя, ЭХГ и электродвигатель 13 вынуждены были бы работать в режиме неполной мощности, что привело бы к неизбежному возрастанию общей массы двигателя, т.к. ЭХГ и электродвигатель 13 являются наиболее массивными элементами конструкции.

Поскольку значительная часть общей мощности ТРДД на взлете вырабатывается батареей 2 ТОТЭ, работающей бесшумно, то общий уровень шума, создаваемого двигателем на взлете, будет существенно меньшим, чем у традиционного ТРДД с такой же силой тяги.

При увеличении скорости высоты полета самолета, из-за снижения плотности атмосферного воздуха уменьшается расход воздуха и соответственно расход топлива, подаваемого в НКС 6, и в ЭХГ. Мощность ЭХГ понижается и поэтому тяговый вентилятор 3 продолжает работать в режиме пониженной мощности с прикрытыми створками сопла 21. При приближении самолета к крейсерскому режиму полета происходит перестройка работы ТРДД. Заслонка 15 полностью перекрывает подачу воздуха в НКС 6 в обход ЭХГ. Воздух подается только в дополнительный контур, питающий батарею 2 ТОТЭ. Подача топлива на этом режиме производится только в ЭХГ. Мощность ЭХГ возрастает и тяга, создаваемая тяговым вентилятором 3, возрастает тоже. Створки сопла 21 тягового вентилятора 3 раскрываются максимально, а двигатель переходит в режим работы, представленный на фиг. 2. При этом достигается максимальная степень двухконтурности двигателя. НКС 6 на данном режиме работает как обычная диффузионная камера сгорания, в которой догорают остатки неиспользованного в топливной батарее синтез-газа при контакте с воздухом, поступающим из батареи 2 ТОТЭ по газоводу 18 катодного газа.

В отличие от прототипа, в авиационной силовой установке предлагаемой схемы для снижения эмиссии вредных веществ на взлете используется низкоэмиссионная камера сгорания, совмещенная с топливной батареей. Остатки синтез-газа, неиспользованные в топливной батарее, используются в низкоэмиссионной камере сгорания для создания стабилизирующего факела горения. При этом на взлете достигается режим подавления образования вредных примесей и достигается минимальный уровень выброса вредных веществ, образующихся при горении. Это особенно важно при эксплуатации самолетов гражданской авиации, вынужденных взлетать с аэродромов, расположенных в густонаселенной местности.

Предлагаемая последовательность выбора режимов работы обеспечивает достижение минимального удельного расхода топлива при поддержании массы конструкции двигателя на минимальном уровне.

В настоящем техническом решении достигается значительно большая глубина регулирования, чем в обычном ТРДД с камерой сгорания традиционного типа. А поскольку работа топливной батареи, несмотря на уменьшение мощности, происходит с постоянным КПД электрической цепи, то удельный расход топлива в ней не увеличивается в отличие от обычных ТРДД на режимах пониженной мощности.

Изобретение обеспечивает:

- снижение эмиссии вредных веществ;

- повышение экономичности работы авиационной силовой установки;

- обеспечение возможности регулирования мощности авиационной силовой установки от максимума до уровня предельно низкой мощности во всем полетном диапазоне высот и чисел Маха;

- обеспечение плавного регулирования двигателя в процессе всего полета, включая режимы набора высоты, крейсерского полета, снижения и посадки.

Изобретение также может быть использовано в области наземной энергетики, морского и железнодорожного транспорта, предназначено для повышения топливной эффективности грузовых и пассажирских перевозок, улучшения экологических характеристик транспорта.

Авиационная силовая установка, содержащая турбокомпрессорный блок, батарею твердооксидных топливных элементов с выходами для анодного и катодного газов, отдельно расположенный тяговый вентилятор, топливный насос, соединенный с регулятором расхода топлива, причем турбокомпрессорный блок включает контур низкого давления и контур высокого давления с камерой сгорания, регулятор расхода топлива выполнен с двумя выходами, один из которых связан с камерой сгорания, выходы для анодного и катодного газов батареи твердооксидных топливных элементов соединены газоводами с входом камеры сгорания, тяговый вентилятор снабжен электродвигателем, электрически связанным с батареей твердооксидных топливных элементов, отличающаяся тем, что авиационная силовая установка снабжена риформером, связанным с батареей твердооксидных топливных элементов с образованием электрохимического генератора, контур высокого давления содержит заслонку и дополнительный контур, образованный внутренним вентилятором и электрохимическим генератором, вход риформера электрохимического генератора соединен воздуховодом с выходом внутреннего вентилятора, выход для катодного газа дополнительно соединен газоводом с входом внутреннего вентилятора, камера сгорания выполнена в виде низкоэмиссионной камеры сгорания со стабилизатором пламени, подключенным к выходному газоводу анодного газа электрохимического генератора, второй выход регулятора расхода топлива связан с входом риформера электрохимического генератора, а заслонка выполнена с возможностью изменения расхода воздуха через низкоэмиссионную камеру сгорания.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к области двигателестроения. Пульсирующий газотурбинный двигатель содержит корпус, ротор, снабженный реактивными двигателями с компрессором на валу, и газовую турбину, посаженную коаксиально на вал ротора.

Комбинированный авиационный двигатель содержит компрессор, газотурбинный двигатель, за которым расположены компрессорная и вокруг нее прямоточная камеры сгорания с реактивными соплами, и турбину.

Турбопрямоточный воздушно-реактивный двигатель включает турбореактивный двигатель с форсажной камерой и реактивным соплом (ТРДФ), систему измерения температуры газа за основной камерой сгорания турбореактивного двигателя, а также расположенный соосно последнему прямоточный контур.

Воздушно-реактивный двигатель содержит корпус с воздухозаборником, компрессор со спрямляющим аппаратом, газотурбинный двигатель, реактивное сопло. За газотурбинным двигателем расположена камера сгорания с установленными по окружности корпуса двигателя перед ее входом управляемыми внешними и внутренними запорными заслонками.

Комбинированный турбопрямоточный реактивный двигатель содержит наружный корпус, центральное тело, воздуховод, по меньшей мере, первую ступень воздушного компрессора, турбонасос и дозвуковую турбину.

Изобретение относится к области авиации и может быть использовано в двигателестроении летательных аппаратов. Прямоточный воздушно-реактивный двигатель содержит основной воздухозаборник, основную камеру сгорания, камеру переменного сечения, смесительную камеру, основное сопло, основной инжектор топлива, устройство инициирования пульсирующего режима горения.

Самолёт с газотурбинной силовой установкой содержит маршевую газотурбинную силовую установку, включающую не менее двух двигателей. Каждый из двигателей выполнен в виде выделенного корневого газотурбинного двигателя, содержащего внешний обтекатель, компрессор, камеру сгорания и турбину, приводящую компрессор, и расположенные отдельно от выделенного корневого газотурбинного двигателя движительные устройства.

Воздушно-реактивный двигатель содержит кожух с передним воздухозаборником и задним выпускным отверстием, формирующий внутреннее пространство для воздушного потока внутренней стенкой, расположенной внутри кожуха, центральный рассекатель воздушного потока и камеру сгорания.

Изобретение относится к двигателестроению, в том числе к авиационным двигателям, и может найти применение в гиперзвуковых самолетах или для ракетно-космических систем, способных совершать пилотируемый полет в атмосфере, например, возвращаемой ступени ракеты-носителя.

Двухтопливный воздушно-реактивный двигатель содержит воздухозаборник, корпус, по меньшей мере, один компрессор, камеру сгорания с топливным коллектором и группой форсунок, по меньшей мере, одну турбину и, по меньшей мере, один вал, соединяющий компрессор и турбину, реактивное сопло и систему подачи углеводородного топлива в камеру сгорания.

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

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. .

Авиационная силовая установка содержит турбокомпрессорный блок, батарею твердооксидных топливных элементов с выходами для анодного и катодного газов, отдельно расположенный тяговый вентилятор, топливный насос. Турбокомпрессорный блок включает контур низкого давления и контур высокого давления с камерой сгорания, регулятор расхода топлива выполнен с двумя выходами, один из которых связан с камерой сгорания. Выходы для анодного и катодного газов батареи твердооксидных топливных элементов соединены газоводами с входом камеры сгорания. Тяговый вентилятор снабжен электродвигателем, электрически связанным с батареей твердооксидных топливных элементов. Авиационная силовая установка снабжена риформером, связанным с батареей твердооксидных топливных элементов с образованием электрохимического генератора. Контур высокого давления содержит заслонку и дополнительный контур, образованный внутренним вентилятором и электрохимическим генератором. Камера сгорания выполнена в виде низкоэмиссионной камеры сгорания со стабилизатором пламени, подключенным к выходному газоводу анодного газа электрохимического генератора, второй выход регулятора расхода топлива связан с входом риформера электрохимического генератора. Изобретение обеспечивает улучшение экологических показателей авиационной силовой установки на взлетном режиме и повышение ее экономичности на крейсерском режиме. 4 ил.

Наверх