Газотурбинная силовая установка летательного аппарата
Владельцы патента RU 2733641:
Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный институт авиационного моторостроения имени П.И. Баранова" (RU)
Изобретение относится к авиационному двигателестроению, в частности к малоразмерным газотурбинным двигателям летательных аппаратов. Газотурбинная силовая установка летательного аппарата содержит расположенные в корпусе воздухозаборный канал, имеющий полый центральный обтекатель с внутренней обечайкой, полые стойки с выходными отверстиями и антиобледенительное устройство, многоступенчатый компрессор с полостью низкого давления, турбодвигатель с рабочими колесами ротора, установленными на выходном валу, и надроторным устройством с камерой охлаждения и каналом подвода охлаждающего воздуха, планетарный редуктор с механизмом переключения, связанным с системой управления силовой установки, и стартер-генератор, расположенный внутри центрального обтекателя и выполненный в виде обратимой электрической машины со статором, закрепленным на корпусе, ротором, подключенным через планетарный редуктор к выходному валу двигателя, и полостью охлаждения с каналом отвода охлаждающего воздуха, в котором установлен основной управляемый переключатель, и трубопроводом, сообщенным с полостью низкого давления многоступенчатого компрессора. Антиобледенительное устройство выполнено в виде воздушной полости, образованной между обечайкой и центральным обтекателем, сообщенной с внутренними полостями стоек и подключенной к первому выходу основного управляемого переключателя, сообщенного входом с каналом отвода охлаждающего воздуха из полости охлаждения обратимой электрической машины и подключенного приводом к системе управления силовой установки. Воздухозаборный канал снабжен воздушным коллектором, сообщенным с выходными отверстиями полых стоек. В канале подвода охлаждающего воздуха в камеру охлаждения надроторного устройства установлен дополнительный управляемый переключатель, к одному из входов которого подключен второй выход основного управляемого переключателя, а к другому входу через дополнительно установленный обратный клапан - выход коллектора. Привод дополнительного управляемого переключателя подключен к системе управления силовой установки. Техническим результатом изобретения является повышение экономичности газотурбинной силовой установки на крейсерских режимах полета летательного аппарата, а также надежности работы силовой установки на максимальных форсированных режимах работы турбодвигателя. 3 ил.
Изобретение относится к авиационному двигателестроению, в частности, к малоразмерным газотурбинным двигателям летательных аппаратов.
Известна газотурбинная силовая установка летательного аппарата, содержащая расположенные в корпусе воздухозаборный канал с полым обтекателем, стойками и антиобледенительным устройством, двигатель с выходным валом, и расположенный в полости центрального обтекателя электрогенератор, статор которого закреплен на корпусе, а ротор подключен к выходному валу двигателя (US 8522522, 2013 г.).
В известной силовой установке центральный обтекатель выполнен вращающимся вместе с выходным валом двигателя, электрогенератор выполнен в виде дисковых обмоток, между которыми расположен диск с постоянными магнитами, установленный с возможностью свободного вращения, причем ротор генератора закреплен непосредственно на выходном валу двигателя, а антиобледенительное устройство выполнено в виде электронагревательных элементов, установленных на передней кромке периферийного обтекателя.
В известной силовой установке электрогенератор расположен в полости центрального обтекателя и охлаждается за счет естественного теплообмена наружной поверхности обтекателя с наружным воздухом. При этом часть электроэнергии, вырабатываемой электрогенератором, отбирается для использования в электронагревательных элементах антиобледенительного устройства.
Недостатком известной газотурбинной силовой установки является отсутствие системы охлаждения с принудительной циркуляцией охлаждающей среды, что может привести к перегреву части обмоток генератора и тем самым существенно снижает надежность работы всей силовой установки.
Невозможность отключения электрогенератора в нормальных условиях полета приводит к снижению экономичности силовой установки, поэтому область применения этого антиобледенительного устройства ограничена силовыми установками с турбовинтовыми двигателями или ветряными турбинами.
Известна газотурбинная силовая установка летательного аппарата, содержащая расположенные в корпусе воздухозаборный канал, имеющий полый центральный обтекатель, полые стойки с выходными отверстиями, многоступенчатый компрессор с полостью низкого давления, турбодвигатель с рабочими колесами ротора, установленными на выходном валу, и стартер-генератор, расположенный в полости центрального обтекателя и выполненный в виде обратимой электрической машины со статором, закрепленным на корпусе, ротором, установленным на выходном валу двигателя, и полостью охлаждения с каналами подвода и отвода охлаждающего воздуха, причем полость охлаждения обратимой электрической машины сообщена каналом подвода охлаждающего воздуха с внутренними полостями стоек, подключенными к системе охлаждения силовой установки (US 7448199, 2008 г.)
В известной силовой установке не предусмотрено выполнение антиобледенительного устройства, что снижает надежность работы силовой установки летательного аппарата и существенно ограничивает область ее применения.
Известна газотурбинная силовая установка летательного аппарата, содержащая расположенные в корпусе воздухозаборный канал с центральным и периферийным обтекателями, двигатель с выходным валом и антиобледенительное устройство, выполненное в виде воздушной полости, образованной между обтекателем и обечайкой, сообщенной с каналами подвода горячей среды и каналами отвода воздуха в воздухозаборный канал (RU 2575676, 2016 г.). В известной силовой установке винтового летательного аппарата обечайка антиобледенительного устройства, выполненная в виде внешней кольцевой оболочки, установлена снаружи периферийного обтекателя.
Недостатком известного антиобледенительного устройства является то, что выполнение обечайки в виде внешней кольцевой оболочки невозможно использовать для центрального обтекателя газотурбинной силовой установки летательного аппарата в связи со сложностью надежного крепления кольцевой конической или сферической оболочки на центральном обтекателе.
Наиболее близким к изобретению по технической сущности и достигаемому техническому результату является газотурбинная силовая установка летательного аппарата, содержащая расположенные в корпусе воздухозаборный канал, имеющий полый центральный обтекатель с внутренней обечайкой, полые стойки с выходными отверстиями и антиобледенительное устройство, многоступенчатый компрессор с полостью низкого давления, турбодвигатель с рабочими колесами ротора, установленными на выходном валу, и надроторным устройством с камерой охлаждения и каналом подвода охлаждающего воздуха, планетарный редуктор с механизмом переключения, связанным с системой управления силовой установки, и стартер-генератор, расположенный внутри центрального обтекателя и выполненный в виде обратимой электрической машины со статором, закрепленным на корпусе, ротором, подключенным через планетарный редуктор к выходному валу двигателя, и полостью охлаждения с каналом отвода охлаждающего воздуха, в котором установлен основной управляемый переключатель, и трубопроводом, сообщенным с полостью низкого давления многоступенчатого компрессора, причем антиобледенительное устройство выполнено в виде воздушной полости, образованной между обечайкой и центральным обтекателем, сообщенной с внутренними полостями стоек и подключенной к первому выходу основного управляемого переключателя, сообщенного входом с каналом отвода охлаждающего воздуха из полости охлаждения обратимой электрической машины и подключенного приводом к системе управления силовой установки (RU 2659426, 2018 г.).
В известной силовой установке тепло подогретого в полости охлаждения обратимой электрической машины воздуха используется при полете в условиях обледенения в антиобледенительном устройстве, а при отключенном антиобледенительном устройстве нагретый воздух из полости охлаждения обратимой электрической машины отводится в атмосферу. При этом для охлаждения надроторного устройства турбодвигателя в наиболее продолжительный период его работы на крейсерских режимах полета летательного аппарата обычно сжатый воздух дополнительно отбирается из полости низкого давления компрессора (А.А. Иноземцев, М.А. Нихамкин, В.Л. Сандрацкий «Газотурбинные двигатели. Основы конструирования авиационных двигателей и энергетических установок.», Москва, Машиностроение, 2007 г., том 2, стр. 180, рис. 8.24), что существенно снижает его экономические характеристики.
Необходимость охлаждения надроторного устройства на указанных режимах объясняется тем, что величина радиальных зазоров при монтаже турбины (в холодном состоянии) между вставками надроторного устройства и торцевыми поверхностями роторных лопаток выбирается с учетом теплового расширения элементов конструкции турбины и вытяжки дисков и лопаток рабочих колес от центробежных сил при вращении ротора турбодвигателя на максимальном форсированном режиме его работы, то есть на режиме максимальной температуры газов и на максимальных оборотах. Поэтому в период работы турбодвигателя на крейсерских режимах полета летательного аппарата величина радиального зазора между вставками надроторного устройства и торцевыми поверхностями роторных лопаток увеличивается, снижая эффективные показатели турбодвигателя.
Для оптимизации величины радиального зазора между вставками надроторного устройства и торцевыми поверхностями роторных лопаток на крейсерских режимах полета летательного аппарата требуется обеспечить эффективное охлаждение надроторного устройства с принудительной подачей охлаждающей среды, при этом развитые поверхности центрального обтекателя и стоек воздухозаборного канала нуждаются в надежной защите от льдообразования особенно при работе на максимальных форсированных режимах.
Техническая проблема заключается в необходимости обеспечения эффективного охлаждения надроторного устройства турбодвигателя в период его работы на крейсерских режимах полета летательного аппарата без дополнительного отбора сжатого воздуха из полости низкого давления компрессора и отключения подачи охлаждающего воздуха в надроторное устройство на максимальных форсированных режимах работы.
Техническим результатом изобретения является повышение экономичности газотурбинной силовой установки на крейсерских режимах полета летательного аппарата, а также надежности работы силовой установки на максимальных форсированных режимах работы турбодвигателя.
Указанный технический результат достигается за счет того, что газотурбинная силовая установка летательного аппарата содержит расположенные в корпусе воздухозаборный канал, имеющий полый центральный обтекатель с внутренней обечайкой, полые стойки с выходными отверстиями и антиобледенительное устройство, многоступенчатый компрессор с полостью низкого давления, турбодвигатель с рабочими колесами ротора, установленными на выходном валу, и надроторным устройством с камерой охлаждения и каналом подвода охлаждающего воздуха, планетарный редуктор с механизмом переключения, связанным с системой управления силовой установки, и стартер-генератор, расположенный внутри центрального обтекателя и выполненный в виде обратимой электрической машины со статором, закрепленным на корпусе, ротором, подключенным через планетарный редуктор к выходному валу двигателя, и полостью охлаждения с каналом отвода охлаждающего воздуха, в котором установлен основной управляемый переключатель, и трубопроводом, сообщенным с полостью низкого давления многоступенчатого компрессора, причем антиобледенительное устройство выполнено в виде воздушной полости, образованной между обечайкой и центральным обтекателем, сообщенной с внутренними полостями стоек и подключенной к первому выходу основного управляемого переключателя, сообщенного входом с каналом отвода охлаждающего воздуха из полости охлаждения обратимой электрической машины и подключенного приводом к системе управления силовой установки, при этом воздухозаборный канал снабжен воздушным коллектором, сообщенным с выходными отверстиями полых стоек, в канале подвода охлаждающего воздуха в камеру охлаждения надроторного устройства установлен дополнительный управляемый переключатель, к одному из входов которого подключен второй выход основного управляемого переключателя, а к другому входу через дополнительно установленный обратный клапан - выход коллектора, привод дополнительного управляемого переключателя подключен к системе управления силовой установки.
Существенность отличительных признаков газотурбинной силовой установки летательного аппарата подтверждается тем, что только совокупность всех конструктивных признаков, описывающая изобретение, позволяет достичь технический результат изобретения - повышение экономичности газотурбинной силовой установки на крейсерских режимах полета летательного аппарата за счет использования воздуха из системы охлаждения обратимой электрической машины и антиобледенительного устройства для охлаждения надроторного устройства турбодвигателя, а также повышение надежности работы силовой установки на максимальных форсированных режимах работы турбодвигателя.
Пример реализации изобретения поясняется чертежами, где
на фиг. 1 представлена общая схема газотурбинной силовой установки летательного аппарата;
на фиг. 2 представлены элементы А и Б на фиг. 1, где показан продольный разрез надроторного устройства турбодвигателя;
на фиг. 3 представлены блок-схемы работы систем охлаждения обратимой электрической машины, надроторного устройства и антиобледенительного устройства на крейсерских и максимальных форсированных режимах полета летательного аппарата.
Газотурбинная силовая установка летательного аппарата содержит расположенный в корпусе 1 воздухозаборный канал 2, имеющий полый центральный обтекатель 3 с внутренней обечайкой 4, полые стойки 5 с внутренними полостями 6 и выходными отверстиями 7 и антиобледенительное устройство, выполненное в виде воздушной полости 8, образованной между обечайкой 4 и центральным обтекателем 3 и сообщенной с внутренними полостями 6 стоек 5 (фиг. 1).
В корпусе 1 последовательно размещены многоступенчатый компрессор 9 с полостью 10 низкого давления и турбодвигатель 11 с рабочими колесами ротора 12, установленными на выходном валу 13, и надроторным устройством 14 с кожухом 15, камерой охлаждения 16 и каналом 17 подвода охлаждающего воздуха (фиг. 1-2).
Внутри центрального обтекателя 3 расположен стартер-генератор, выполненный в виде обратимой электрической машины 18 со статором 19, закрепленным на корпусе 1, ротором 20, подключенным через планетарный редуктор 21 к выходному валу 13 турбодвигателя 11, и полостью 22 охлаждения с каналом 23 отвода охлаждающего воздуха, которая трубопроводом 24 сообщена с полостью 10 низкого давления многоступенчатого компрессора 9. Планетарный редуктор 21 выполнен с механизмом переключения 25, связанным с системой 26 управления силовой установки.
Воздушная полость 8 антиобледенительного устройства подключена к первому выходу основного управляемого переключателя 27, установленного в канале 23 отвода охлаждающего воздуха из полости 22 охлаждения обратимой электрической машины 18, и подключенного приводом 28 к системе 26 управления силовой установки. На внешней поверхности воздухозаборного канала 2 расположен воздушный коллектор 29, сообщенный выходными отверстиями 7 с внутренними полостями 6 полых стоек 5.
В канале 17 подвода охлаждающего воздуха в камеру охлаждения 16 надроторного устройства 14 установлен дополнительный управляемый переключатель 30, к одному из входов которого подключен второй выход основного управляемого переключателя 27, а к другому входу через дополнительно установленный обратный клапан 31 - выход коллектора 29. Привод 32 дополнительного управляемого переключателя 30 подключен к системе 26 управления силовой установки.
На вале ротора 20 обратимой электромашины 18 может быть установлено рабочее колесо вентилятора 33 для дополнительной подкачки воздуха в воздушную полость 8 антиобледенительного устройства.
Работа газотурбинной силовой установки осуществляется следующим образом. При запуске газотурбинной силовой установки раскрутка турбодвигателя 11 осуществляется обратимой электрической машиной 18, работающей в режиме электродвигателя и передающей крутящий момент через ротор 20 и планетарный редуктор 21 на выходной вал 13 турбодвигателя 11. После запуска турбодвигателя 11 планетарный редуктор 21 с помощью механизма переключения 25 переводится в режим передачи крутящего момента с выходного вала 13 к ротору 20 обратимой электрической машины 18, которая переводится на режим работы в качестве генератора, обеспечивающего энергоснабжение системы 26 управления силовой установки и приводов всех ее агрегатов.
Воздух под давлением из полости 10 низкого давления компрессора 9 по трубопроводу 24 подается в полость 22 охлаждения обратимой электрической машины 18, охлаждает обмотки статора 19 и ротора 20 и отводится по каналу 23 отвода охлаждающего воздуха к основному управляемому переключателю 27. При работе на переходных и долевых режимах турбодвигателя 11 охлаждающий воздух через основной управляемый переключатель 27 и дополнительный управляемый переключатель 30 сбрасывается в атмосферу (фиг. 3а).
При полете летательного аппарата на крейсерском экономичном режиме. работа турбодвигателя 11 характеризуется пониженной частотой вращения ротора 12 и температурой газов в проточной части ротора 12, в связи с чем величина радиального зазора между вставками надроторного устройства 14 и торцевыми поверхностями лопаток рабочих колес ротора 12 увеличивается, снижая эффективные показатели турбодвигателя 11.
Для оптимизации величины радиального зазора при переходе на крейсерский режим полета охлаждающий воздух из коллектора 29 через обратный клапан 31 и дополнительный управляемый переключатель 30 направляется через канал 17 подвода охлаждающего воздуха в камеру охлаждения 16, образованную кожухом 15 надроторного устройства 14 (см. фиг. 3б), обеспечивая эффективное его охлаждение, тем самым уменьшая диаметральные размеры вставок надроторного устройства 14 и соответственно уменьшая величину радиального зазора.
В процессе перехода на максимальный форсированный режим полета дополнительный управляемый переключатель 30 по сигналу системы управления 26 сообщает коллектор 29 с атмосферой (фиг. 3в), отключая принудительное охлаждение надроторного устройства 14 и тем самым обеспечивая надежную работу турбодвигателя 11 на этих режимах с оптимальной величиной радиального зазора между вставками надроторного устройства 14 и торцевыми поверхностями лопаток рабочего колеса ротора 12.
При полете летательного аппарата в условиях обледенения нагретый воздух из канала 23 отвода охлаждающего воздуха через основной управляемый переключатель 27 подается в воздушную полость 8, образованную между центральным обтекателем 3 и обечайкой 4 (фиг. 3г), нагревает поверхность центрального обтекателя 3, предотвращая образование на ней льда. Из воздушной полости 8 нагретый воздух поступает во внутренние полости 6 стоек 5, нагревает обтекаемые поверхности стоек 5 и через выходные отверстия 7 полых стоек 5 сбрасывается в коллектор 29.
В зависимости от режима работы газотурбинной силовой установки воздух из коллектора 29 через обратный клапан 31 и дополнительный управляемый переключатель 30 либо подается в канал 17 подвода охлаждающего воздуха в камеру охлаждения 16 (на крейсерском режиме полета), либо сбрасывается в атмосферу (на переходных, частичных и форсированных режимах работы).
Такое выполнение системы принудительного охлаждения надроторного устройства обеспечивает повышение экономичности газотурбинной силовой установки на крейсерских режимах полета летательного аппарата за счет использования воздуха из системы охлаждения обратимой электрической машины и антиобледенительного устройства для охлаждения надроторного устройства турбодвигателя, а также повышение надежности работы силовой установки на максимальных форсированных режимах работы турбодвигателя.
Газотурбинная силовая установка летательного аппарата, содержащая расположенные в корпусе воздухозаборный канал, имеющий полый центральный обтекатель с внутренней обечайкой, полые стойки с выходными отверстиями и антиобледенительное устройство, многоступенчатый компрессор с полостью низкого давления, турбодвигатель с рабочими колесами ротора, установленными на выходном валу, и надроторным устройством с камерой охлаждения и каналом подвода охлаждающего воздуха, планетарный редуктор с механизмом переключения, связанным с системой управления силовой установки, и стартер-генератор, расположенный внутри центрального обтекателя и выполненный в виде обратимой электрической машины со статором, закрепленным на корпусе, ротором, подключенным через планетарный редуктор к выходному валу двигателя, и полостью охлаждения с каналом отвода охлаждающего воздуха, в котором установлен основной управляемый переключатель, и трубопроводом, сообщенным с полостью низкого давления многоступенчатого компрессора, причем антиобледенительное устройство выполнено в виде воздушной полости, образованной между обечайкой и центральным обтекателем, сообщенной с внутренними полостями стоек и подключенной к первому выходу основного управляемого переключателя, сообщенного входом с каналом отвода охлаждающего воздуха из полости охлаждения обратимой электрической машины и подключенного приводом к системе управления силовой установки, отличающаяся тем, что воздухозаборный канал снабжен воздушным коллектором, сообщенным с выходными отверстиями полых стоек, в канале подвода охлаждающего воздуха в камеру охлаждения надроторного устройства установлен дополнительный управляемый переключатель, к одному из входов которого подключен второй выход основного управляемого переключателя, а к другому входу через дополнительно установленный обратный клапан - выход коллектора, привод дополнительного управляемого переключателя подключен к системе управления силовой установки.
