СИЛОВАЯ УСТАНОВКА ДЛЯ ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА Российский патент 1998 года по МПК B64D35/00 

Изобретение относится к авиастроению и может использоваться на летательных аппаратах с винтовыми движителями различного назначения: пассажирских, грузовых, грузопассажирских, санитарных и иных аппаратах специального назначения.

Известна силовая установка для летательного аппарата, содержащая установленные в фюзеляже двигатели, внешние винтовые движители и механическую трансмиссию, соединяющую движители с двигателями [2]. Механическая трансмиссия включает понижающий редуктор, валы для передачи крутящего момента от двигателей и зубчатые передачи между валами. Конструкция оказывается достаточно сложной, особенно когда винтовые движители находятся на большом удалении от двигателей. Это ограничивает возможности компоновки силовой установки на летательном аппарате и приводит к увеличению потерь в трансмиссии.

Известна силовая установка летательного аппарата, содержащая установленные в фюзеляже двигатели, приводящие во вращение электрогенераторы, и электроприводные винтовые движители [1]. Отсутствие механической трансмиссии упрощает проблемы компоновки силовой установки на летательном аппарате, однако введение в состав силовой установки электрогенераторов и силовых электроприводов настолько увеличивает вес силовой установки, что ее использование целесообразно только в аппаратах специального назначения.

Известна силовая установка с гидравлической трансмиссией для летательного аппарата, содержащая установленные в фюзеляже двигатели, приводящие во вращение гидронасосы, винтовые движители с гидроприводами и гидравлические магистрали соединяющие гидроприводы с гидронасосами [3]. Наличие гидравлической трансмиссии позволяет более рационально разместить агрегаты силовой установки на летательном аппарате и упрощает согласование режимов работы двигателей и винтовых движителей. Однако для достижения приемлемых весовых характеристик гидравлической трансмиссии необходимо иметь давление в гидравлическом контуре не ниже 20 МПа, что усложняет герметизацию гидронасосов и гидроприводов гидравлической трансмиссии и делает ее очень чувствительной к утечкам. Кроме того, масса силовой установки быстро возрастает при увеличении расстояния между двигателем и винтовыми движителями.

Наиболее близкой к предлагаемой является силовая установка для летательных аппаратов [4]. Известная силовая установка содержит установленный в фюзеляже источник рабочего тела, оснащенный газотурбинными двигателями, турбоприводные винтовые движители на крыльях летательного аппарата и систему газоводов, связывающих источник рабочего тела с турбоприводными движителями. Газотурбинные двигатели вырабатывают высокотемпературное рабочее тело (выхлопные газы за турбиной), которое газоводам подается к турбоприводам движителей. Данная конструктивная схема упрощает согласование режимов работы винтового движителя и газотурбинного двигателя и позволяет разрабатывать силовые установки как с безредукторными турбоприводными винтовые движителями (турбовентиляторами), так и с турбоприводами, соединенными с винтовым движителем через понижающий редуктор. Наибольшую сложность в известной силовой установке вызывает разработка турбоприводного винтового движителя. Для достижения высоких КПД турбопривода винтового движителя необходимы высокие окружные скорости на турбине, и соответственно приходится задавать повышенные скорости вращения турбопривода. Для работы винтового движителя требуются меньшие окружные скорости вращения, и приемлемые весовые и энергетические характеристики силовой установки достигаются только при наличии в турбоприводе механической трансмиссии с понижающим редуктором. При отсутствии понижающего редуктора турбинные лопатки размещены на кольцевом ободе, охватывающем лопасти винтового движителя, что приводит к значительному увеличению веса силовой установки и делает неприемлемой эту конструкцию для летательных аппаратов.

Общим недостатком всех силовых установок с трансмиссиями между газотурбинным или иным двигателем и винтовым движителем являются потери мощности в трансмиссии, составляющие 5% и более от мощности на выходном валу двигателя. Доля потерь возрастает при снижении передаваемой через трансмиссию мощности.

В известной силовой установке также не решена общая для авиации проблема экологической чистоты выхлопных газов, так как высокая интенсивность процессов горения в авиационных двигателях приводит к неполному сгоранию топлива в двигателях и выбросу продуктов неполного сгорания в атмосферу с выхлопными газами.

Задачей, на решение которой направлено изобретение, является разработка силовой установки для летательного аппарата с повышенной эффективностью передачи энергии от газотурбинного двигателя к винтовым движителям за счет увеличения расхода рабочего тела на турбоприводах винтовых движителей и утилизации тепла выхлопных газов.

Дополнительной задачей изобретения является повышение экологической безопасности силовой установки за счет снижения выброса в атмосферу продуктов неполного сгорания топлива.

Поставленные задачи решаются следующим образом.

В известной силовой установке для летательного аппарата, содержащей установленный в фюзеляже источник рабочего тела, оснащенный газотурбинным двигателем и связанный через систему газоводов с турбоприводными винтовыми движителями, согласно изобретению источник рабочего тела снабжен турбокомпрессорным агрегатом, турбина которого установлена последовательно с турбиной газотурбинного двигателя, и рекуперативным теплообменником для подогрева рабочего тела, одна полость которого подключена к выходу из компрессора турбокомпрессорного агрегата, а другая - к выходу из турбины турбокомпрессорного агрегата.

Кроме того, в силовой установке для летательного аппарата целесообразно нанести на внутреннюю поверхность полости теплообменника, омываемой выхлопными газами из турбины турбокомпрессорного агрегата, слой катализатора-нейтрализатора продуктов неполного сгорания топлива газотурбинного двигателя.

Рекуперативный теплообменник можно выполнить с поперечными трубчатыми панелями, при этом полости внутри трубчатых панелей подключены к выходу из компрессора турбокомпрессорного агрегата, а межтрубчатая полость - к выходу из турбины турбокомпрессорного агрегата, при этом слой катализатора-нейтрализатора нанесен на внешнюю поверхность трубчатых панелей.

Сущность изобретения заключается в том, чтобы увеличить расход рабочего тела через турбопривод винтового движителя при меньшем давлении на входе в турбопривод. Снижение давления на входе приведет к уменьшению срабатываемого в турбоприводе перепада давления и снижению скорости рабочего тела на лопатках турбопривода, что даст возможность понизить обороты турбопривода не снижая КПД турбины, и либо полностью исключить из состава турбопривода понижающий редуктор, либо значительно уменьшить передаточное число редуктора. Увеличение расхода обеспечивается введением в состав источника рабочего тела турбокомпрессорного агрегата, установленного последовательно с турбиной газотурбинного двигателя. Температура воздуха за компрессором повышается утилизацией тепла выхлопных газов в рекуперативном теплообменнике, одна полость которого подключена к выходу из компрессора, а другая - к выходу из турбины турбокомпрессорного агрегата. Повышение температуры воздуха на выходе из источника рабочего тела увеличивает его энтальпию, что обеспечивает возможность, не увеличивая расхода топлива, получить на номинальном режиме мощность турбины турбопривода винтового движителя выше, чем мощность турбины турбокомпрессорного агрегата и повысить эффективность передачи энергии от газотурбинного двигателя к винтовым движителям.

Наличие теплообменника с развитой поверхностью контакта с выхлопными газами газотурбинного двигателя и нанесение на омываемую выхлопными газами поверхность теплообменника слоя катализатора-нейтрализатора продуктов неполного сгорания топлива дает возможность получить дополнительный подогрев воздуха в теплообменнике за счет окисления на поверхности каталитического слоя продуктов неполного сгорания и предотвращает выброс их в атмосферу, улучшая энергетические и экологические характеристики силовой установки.

Выполнение рекуперативного теплообменника с поперечными трубчатыми панелями позволит улучшить его прочностные характеристики и активизировать процесс теплообмена за счет образования вихрей при поперечном обтекании трубок выхлопными газами.

Технические результаты, достигаемые изобретением, заключаются в повышении мощности на винтовых движителях летательного аппарата на всех режимах работы и снижении загрязнения атмосферы продуктами неполного сгорания топлива.

Заявителю неизвестны силовые установки для летательных аппаратов с указанной совокупностью существенных признаков и заявленная совокупность существенных признаков не вытекает явным образом из современного уровня техники, что подтверждает соответствие заявляемого изобретения критериям "новизна" и "изобретательский" уровень.

На фиг. 1 схематически показано размещение на летательном аппарате силовой установки с двумя газотурбинными двигателями с теплообменниками за каждым из двигателей; на фиг. 2 - размещение на летательном аппарате силовой установки с общим теплообменником на несколько газотурбинных двигателей; на фиг. 3 - поперечный разрез секции рекуперативного теплообменника.

Силовая установка для летательного аппарата, показанная на фиг. 1, содержит два газотурбинных двигателя 1, каждый из которых имеет компрессор 2, камеру сгорания 3 и турбину 4. Установка оснащена двумя турбокомпрессорными агрегатами 5, скомпонованными с газотурбинными двигателями 1, с турбинами 6 низкого давления и компрессорами 7. Турбина 6 низкого давления установлена последовательно с турбиной 4 газотурбинного двигателя, а вал 8 турбокомпрессорного агрегата проходит через полый вал 9 газотурбинного двигателя. Силовая установка оснащена воздухозаборником 10, общим для двух газотурбинных двигателей. Второй воздухозаборник 11 предназначен для подачи воздуха в турбокомпрессорные агрегаты 5. Два рекуперативных теплообменника 12 установлены за турбинами 6 низкого давления. Теплообменники оснащены трубчатыми панелями 13. Полость внутри трубчатых панелей 13 подключена трубопроводом 14 через регулятор расхода 15 к выходу компрессора 7 турбокомпрессорного агрегата 5. Выхлопные газы газотурбинного двигателя 1 проходят через турбину низкого давления 6, поступают в межтрубчатую полость 16 теплообменника 12, омывают трубчатые панели 13 и выбрасываются в атмосферу. Газотурбинные двигатели 1, турбокомпрессорные агрегаты 5, теплообменники 12 и соединяющие их трубопроводы установлены в хвостовом отсеке фюзеляжа 17 и образуют источник 18 рабочего тела (выделен штрих-пунктирной линией). Рабочее тело - горячий воздух из трубчатых панелей 13 через систему газоводов 19 подается в турбоприводные винтовые движители 20, размещенные на пилонах 21 за пределами фюзеляжа 17 летательного аппарата. Турбоприводные движители оснащены безредукторным турбоприводом 22 с многоступенчатой бироторной турбиной 23. Воздушные винты 24 закреплены непосредственно на валу 25 и 26 турбины 23. Турбопривод 22 имеет выхлопное сопло 27.

На внешнюю поверхность 28 трубчатых панелей 13, омываемую выхлопными газами газотурбинного двигателя 1, нанесен, например методом плазменного напыления, тонкий слой из платины, палладия или иных материалов с каталитическими свойствами, работающий как катализатор-нейтрализатор продуктов неполного сгорания топлива газотурбинного двигателя.

Силовая установка для летательного аппарата, показанная на фиг. 2, отличается наличием одного рекуперативного теплообменника 12, подключенного к обоим газотурбинным двигателям 1. Перед рекуперативным теплообменником 12 установлен клапан-переключатель 28 для отключения одного из газотурбинных двигателей 1 от рекуперативного теплообменника в случае его отказа. Турбоприводный винтовой движитель 20 выполнен с одновальной многоступенчатой турбиноЙ 23, и винт 24 закреплен на валу 25 упомянутой турбины. В остальном силовая установка, показанная на фиг. 2, совпадает с силовой установкой, показанной на фиг. 1.

При работе силовой установки выхлопные газы из газотурбинного двигателя 1 поступают на турбину 6 турбокомпрессорного агрегата 5, а затем в рекуперативный теплообменник 12, где отдают свое тепло воздуху, поступающему в трубчатые панели 13 из компрессора 5 турбокомпрессорного агрегата. Одновременно в рекуперативном теплообменнике 12 происходит дожигание продуктов неполного сгорания топлива газотурбинного двигателя на внешней поверхности трубчатых панелей 13, покрытых слоем катализатора-нейтрализатора, что увеличивает подогрев воздуха в трубчатых панелях 13. Расход воздуха через трубчатые панели в 2-5 раз превышает расход выхлопных газов газотурбинного двигателя. Воздух нагревается в теплообменнике до 150-250^oС и через систему газоводов 19 поступает в турбоприводы 22, приводя во вращение турбины 23 и винты 24. Мощность, потребляемая винтами 24, регулируется изменением расхода воздуха через трубчатые панели 13 теплообменников с помощью регуляторов расхода 15.

Эффективность силовой установки определяется отношением мощности на винтах 24 к мощности на валу 8 турбины 6 низкого давления турбокомпрессорного агрегата. В предлагаемой силовой установке на номинальном режиме при степени повышения давления воздуха в компрессоре 7 турбокомпрессорного агрегата 5, равной 1,5-2,5, и при нагреве воздуха в рекуперативном теплообменнике до 200^oС мощность на винтах 24 на 2-5% превышает мощность на валу турбины 6. Фактически на номинальном режиме удается повысить мощность на винтах 24. На формированных и дроссельных режимах работы силовой установки потери при передаче энергии на винты 24 потери мощности составляют не более 4-5%. В современных силовых установках летательных аппаратов с механической трансмиссией на номинальном режиме на винты передается 95-97% от мощности на выходном валу двигателя. На форсированных и дроссельных режимах работы потери возрастают до 8% и более.

Предлагаемая силовая установка имеет пониженный уровень шума, так как выхлопная струя газотурбинного двигателя, пройдя турбину 6 низкого давления и рекуперативный теплообменник 12, выбрасывается в атмосферу с низкой скоростью, что снижает уровень акустических колебаний, генерируемых выхлопной струей. Акустические колебания, генерируемые непосредственно в газотурбинном двигателе камерой сгорания и вращающимися роторами, гасятся внутри хвостового отсека фюзеляжа.

При случайном отключении в полете одного из газотурбинных двигателей 1 при отсутствии форсирования второго газотурбинного двигателя несколько возрастет расход воздуха, подаваемого турбокомпрессорным агрегатом 5 работающего газотурбинного двигателя 1 в рекуперативный теплообменник 12 и турбоприводы 20, вращающие винты 24. Это позволит поддерживать на винтах 24 уровень мощности, достаточный для безаварийной посадки летательного аппарата. При форсировании работающего газотурбинного двигателя 1 располагаемый уровень мощности будет еще выше за счет повышенной утилизации тепла выхлопных газов в рекуперативном теплообменнике 12, особенно при наличии в силовой установке общего рекуперативного теплообменника на два газотурбинных двигателя. Силовая установка может быть изготовлена на современных авиационных предприятиях из освоенных промышленностью материалов, что подтверждает ее промышленную применимость.

Использование: изобретение относится к авиастроению и может использоваться на летательных аппаратах различного назначения, сущность: силовая установка для летательного аппарата, содержащая установленный в фюзеляже источник рабочего тела, оснащенный газотурбинным двигателем и связанный через систему газоводов с турбоприводными винтовыми движителями, источник рабочего тела снабжен турбокомпрессорным агрегатом, турбина которого установлена последовательно с турбиной газотурбинного двигателя и рекуперативным теплообменником для подогрева рабочего тела, одна полость которого подключена к выходу из компрессора турбокомпрессорного агрегата, а другая - к выходу из турбины турбокомпрессорного агрегата. 3 з.п., 3 ил.

1. Силовая установка для летательного аппарата, содержащая установленный в фюзеляже источник рабочего тела, оснащенный газотурбинным двигателем и связанный через систему газоводов с турбоприводными винтовыми движителями, отличающаяся тем, что источник рабочего тела снабжен турбокомпрессорным агрегатом, турбина которого установлена последовательно с турбиной газотурбинного двигателя и рекуперативным теплообменником для подогрева рабочего тела, одна полость которого подключена к выходу из компрессора турбокомпрессорного агрегата, а другая - к выходу из турбины турбокомпрессорного агрегата. 2. Установка по п.1, отличающаяся тем, что на внутреннюю поверхность полости теплообменника, омываемой выхлопными газами из турбины турбокомпрессорного агрегата, нанесен слой катализатора-нейтрализатора продуктов неполного сгорания топлива газотурбинного двигателя. 3. Установка по п.1 или 2, отличающаяся тем, что рекуперативный теплообменник оснащен поперечными трубчатыми панелями, при этом полости внутри трубчатых панелей подключены к выходу из компрессора турбокомпрессорного агрегата, а межтрубчатая полость - к выходу из турбины турбокомпрессорного агрегата. 4. Установка по п.3, отличающаяся тем, что слой катализатора - нейтрализатора нанесен на внешнюю поверхность трубчатых панелей.