САМОЛЕТ С ГАЗОТУРБИННОЙ СИЛОВОЙ УСТАНОВКОЙ Российский патент 2006 года по МПК B64D27/14 

Изобретение относится к авиационной технике, а именно к летательным аппаратам, отличающимся по типу и размещению силовой установки и, в частности, может быть использовано при разработках беспилотных самолетов специального назначения с большой продолжительностью полета.

Известны самолеты с газотурбинной силовой установкой, каждый из которых содержит фюзеляж, крыло и хвостовое оперение (RU 0004109 U1, 16.05.97; RU 2100253 C1, 27.12.97; RU 2130407 C1, 20.05.99; RU 2138423 C1, 27.09.99; RU 2181333 С2, 20.04.2002).

Для работы силовых установок, используемых в этих самолетах, требуется дорогостоящее высококалорийное углеводородное топливо, расходуемое во время полета. Кроме того, горение топлива с выделением тепловой энергии происходит при высокой температуре. В связи с этим возникает необходимость предотвращать сильный нагрев деталей двигателей.

Известен также самолет с газотурбинной силовой установкой, содержащий фюзеляж, крыло и хвостовое оперение (прототип - RU 2052367 C1, 20.01.96, МПК 7 В 64 С 39/00).

В известном из патента RU 2052367 самолете в составе газотурбинной установки используется турбореактивный двигатель (ТРД), размещенный в хвостовой части самолета.

Однако самолет с ТРД и углеводородным топливом в качестве энергоносителя имеет ограниченную продолжительность полета вследствие относительно большого удельного расхода топлива (0,085-0,11 кг/Н.ч). Наряду с этим, размещение двигателя в хвостовой части самолета приводит к увеличению протяженности воздушного канала входного устройства силовой установки, а следовательно, к увеличению массы самолета, уменьшению полезного объема и таким образом к дополнительному расходу топлива (снижению экономичности), что в свою очередь также уменьшает продолжительность полета.

Задача настоящего изобретения заключается в разработке силовой установки, использование и размещение которой на самолете позволит значительно снизить расход энергии, свести к минимуму расход углеводородного топлива или практически отказаться от его использования (при питании от бортового источника электрической энергии) и таким образом увеличить продолжительность полета самолета при прочих равных параметрах.

Указанный технический результат достигается тем, что в самолете с газотурбинной силовой установкой, содержащем фюзеляж, крыло и хвостовое оперение, согласно изобретению, силовая установка размещена в носовой части фюзеляжа и включает в себя тянущий воздушный винт, мотор-генератор, электрически подключенный к бортовой аккумуляторной батарее, или вспомогательный газотурбинный двигатель, редуктор, воздухозаборник, воздушный канал воздухозаборника, выходное устройство и маршевый двигатель, состоящий из воздушной турбины, вихревой камеры и турбокомпрессора, ротор которого установлен на валу турбины. При этом воздушный винт и вал мотор-генератора кинематически связаны через редуктор с валом воздушной турбины. Вихревая камера размещена между воздушной турбиной и турбокомпрессором. Входная часть воздушного канала воздухозаборника выполнена цилиндрической. Канал воздухозаборника подключен к входу в турбокомпрессор, выход воздуха из турбокомпрессора присоединен к входу в вихревую камеру, выход из вихревой камеры соединен с входом воздуха в воздушную турбину, а выход воздуха из воздушной турбины сообщается с атмосферой через выходное устройство.

Кроме того, самолет может быть выполнен по схеме моноплана с нижним расположением крыла или по схеме моноплана с верхним расположением крыла, или по схеме моноплана со средним расположением крыла.

Предусмотрено, что выходное устройство может состоять из выходного диффузора, установленного за воздушной турбиной, и выпускной трубы, прикрепленной к выходному диффузору и сообщающейся выходным отверстием с атмосферой.

Предусмотрено также, что выходное отверстие выпускной трубы может быть расположено под фюзеляжем.

Кроме того, выходное отверстие выпускной трубы может быть расположено над фюзеляжем.

Рекомендуется, чтобы хвостовое оперение было выполнено V-образным и состояло из двух килей, симметрично расположенных относительно плоскости симметрии самолета.

Наряду с этим, целесообразно, чтобы кили хвостового оперения были установлены с углом развала между ними от 60 до 90 градусов.

Рекомендуется, чтобы воздухозаборник был выполнен в форме диффузора.

Целесообразно, чтобы воздухозаборник был выполнен лобовым, причем плоскость симметрии воздухозаборника находится в плоскости симметрии самолета.

Наряду с этим воздухозаборник может быть расположен под фюзеляжем. Причем плоскость симметрии воздухозаборника находится в плоскости симметрии самолета.

Также воздухозаборник может быть расположен над фюзеляжем. При этом плоскость симметрии воздухозаборника находится в плоскости симметрии самолета.

Кроме того, мотор-генератор может быть установлен коаксиально во входной части воздушного канала с образованием кольцевого пространства, заключенного между цилиндрическими стенками входной части воздушного канала и наружной цилиндрической поверхностью корпуса мотор-генератора.

Предусмотрено, что силовая установка может быть снабжена байпасной линией, соединяющей выходное устройство с входом воздуха в турбокомпрессор, и регулирующим клапаном, установленным на байпасной линии.

Также предусмотрено, что вспомогательный газотурбинный двигатель может быть кинематически связан с маршевым двигателем через редуктор с возможностью разрыва кинематической связи.

Наряду с этим, вихревая камера может состоять из рабочего канала, выполненного в форме спирали, канала подвода воздуха к рабочему каналу от турбокомпрессора и канала отвода воздуха из рабочего канала в воздушную турбину.

Рекомендуется, чтобы рабочий канал вихревой камеры был выполнен как сопло Лаваля.

При этом целесообразно, чтобы воздушная турбина была выполнена по типу активной осевой турбины.

Предусмотрено, что турбокомпрессор маршевого двигателя может быть выполнен по типу центробежного турбокомпрессора.

Также турбокомпрессор маршевого двигателя может быть выполнен по типу осевого турбокомпрессора.

На фиг.1 показано размещение газотурбинной силовой установки на беспилотном самолете, выполненном по схеме моноплана с верхним расположением крыла.

На фиг.2 представлена конструктивная схема газотурбинной силовой установки.

Самолет с газотурбинной силовой установкой содержит фюзеляж (1), крыло (2) и хвостовое оперение (3). Силовая установка (4) включает в себя тянущий воздушный винт (5), мотор-генератор (6), электрически подключенный к бортовой аккумуляторной батарее, или вспомогательный газотурбинный двигатель (ГТД), редуктор (7), воздухозаборник (8), воздушный канал (9) воздухозаборника для подвода воздуха к двигателю, выходное устройство (10) и маршевый двигатель. Маршевый двигатель состоит из воздушной турбины (11), вихревой камеры (12) и турбокомпрессора (13). Ротор турбокомпрессора установлен на валу турбины. Вал воздушного винта (14) и вал мотор-генератора кинематически связаны через редуктор с валом воздушной турбины. Вихревая камера размещена в корпусе двигателя в пространстве между воздушной турбиной и турбокомпрессором. Для преобразования кинетической энергии набегающего потока воздуха в потенциальную энергию давления (получения наибольшего значения коэффициента восстановления полного давления воздухозаборника) воздухозаборник (8) выполнен в виде диффузора (расширяющегося канала). Для уменьшения гидравлических потерь (потерь на трение) входная часть (15) воздушного канала (9) воздухозаборника выполнена цилиндрической. Канал (9) воздухозаборника подключен к входу воздуха в турбокомпрессор (13), выход воздуха из турбокомпрессора присоединен к входу в вихревую камеру (12), выход из вихревой камеры соединен с входом воздуха в воздушную турбину (11), а выход воздуха из воздушной турбины сообщается с атмосферой через выходное устройство (10). Вспомогательный ГТД предназначен для запуска и работы маршевого двигателя на переходных и неустановившихся режимах. Вспомогательный ГТД может быть выполнен по одновальной схеме и состоять из газовой турбины, центробежного компрессора, установленного на валу газовой турбины, и кольцевой противоточной камеры сгорания испарительного типа, расположенной перед газовой турбиной. При этом вал газовой турбины ГТД соединен с валом отбора мощности (механической энергии), который кинематически связан с валом воздушной турбины.

Для уменьшения аэродинамического сопротивления и гидравлических потерь во входном устройстве (в воздухозаборнике и канале воздухозаборника) силовой установки, уменьшения массы самолета и увеличения полезного объема внутри фюзеляжа силовая установка размещена в носовой части фюзеляжа.

В зависимости от назначения, самолет может быть выполнен по схеме моноплана с нижним расположением крыла или по схеме моноплана с верхним расположением крыла, или по схеме моноплана со средним расположением крыла. Например, беспилотный самолет, предназначенный для ведения воздушной разведки, рекомендуется выполнить по схеме моноплана с верхним расположением крыла. Такая аэродинамическая компоновка самолета позволяет рационально разместить радиоэлектронное оборудование для передачи разведывательной информации независимо от конструктивной схемы крыла, обеспечить хороший обзор нижней полусферы и, кроме того, получить наименьшие аэрдинамические потери от интерференции между крылом и фюзеляжем.

Выходное устройство может состоять из выходного диффузора (16), установленного за воздушной турбиной, и выпускной трубы (17), прикрепленной к выходному диффузору и сообщающейся выходным отверстием с атмосферой.

Выходной диффузор уменьшает скорость потока в переходной трубе и таким образом уменьшает гидравлические потери. Кроме того, для снижения потерь при перестройке потока с кольцевого, возникающего за воздушной турбиной, на цилиндрический поток воздуха, за воздушной турбиной установлен конусный обтекатель (18), входящий в конструкцию выходного диффузора (16).

В зависимости от компоновки и назначения самолета выходное отверстие выпускной трубы может быть расположено под фюзеляжем или над фюзеляжем.

С целью снижения массы планера за счет сокращения числа несущих поверхностей, а также обеспечения эффективной работы хвостового оперения, рекомендуется, чтобы хвостовое оперение было выполнено V-образным и состояло из двух килей, симметрично расположенных относительно плоскости симметрии самолета.

Для эффективной работы хвостового оперения также рекомендуется, чтобы кили хвостового оперения были установлены с углом развала между ними от 60 до 90 градусов.

С целью получения наибольшего значения коэффициента восстановления полного давления (повышения экономичности), целесообразно, чтобы воздухозаборник (8) был выполнен лобовым, т.е. расположенным в носовой части фюзеляжа, причем плоскость симметрии воздухозаборника находится в плоскости симметрии самолета.

В зависимости от аэродинамической компоновки самолета воздухозаборник может быть расположен под фюзеляжем или над фюзеляжем. При этом плоскость симметрии воздухозаборника находится в плоскости симметрии самолета.

Для повышения энергетического потенциала воздуха, поступающего в двигатель, и уменьшения относительной влажности воздуха при полете на малых высотах мотор-генератор (6) может быть установлен коаксиально во входной части (15) воздушного канала (9) воздухозаборника (8) с образованием кольцевого пространства (канала), заключенного между цилиндрическими стенками входной части воздушного канала и наружной цилиндрической поверхностью корпуса мотор-генератора. С этой же целью силовая установка может быть снабжена байпасной линией, соединяющей выходное устройство с входом воздуха в турбокомпрессор, и регулирующим клапаном, установленным на байпасной линии (на чертежах не показано).

Предусмотрено, что вспомогательный газотурбинный двигатель может быть кинематически связан с маршевым двигателем через редуктор с возможностью разрыва кинематической связи, например, посредством гидромуфты сцепления.

Вихревая камера (12) состоит из рабочего канала, выполненного в форме спирали, канала подвода воздуха к рабочему каналу от турбокомпрессора и канала отвода воздуха из рабочего канала в воздушную турбину. Канал подвода воздуха к рабочему каналу от турбокомпрессора и канал отвода воздуха из рабочего канала в воздушную турбину рекомендуется выполнить кольцевыми. В случае использования турбокомпрессора центробежного типа, канал подвода воздуха к рабочему каналу целесообразно выполнить тангенциальным, т.е. с тангенциальным подводом воздуха к рабочему каналу. Для повышения энергетической эффективности путем интенсификации вихревых потоков рекомендуется, чтобы рабочий канал вихревой камеры был выполнен как сопло Лаваля. Для более полного преобразования кинетической энергии потока в потенциальную энергию и уменьшения потерь энергии на входе воздуха в турбину канал отвода воздуха из рабочего канала рекомендуется выполнить по типу расширяющегося канала (диффузора).

Для повышения кпд турбины маршевого двигателя целесообразно, чтобы воздушная турбина была выполнена по типу активной осевой турбины. Как и всякая лопаточная машина, воздушная турбина (11) состоит из расположенных в корпусе неподвижного соплового направляющего аппарата и вращающегося рабочего колеса с профильными лопатками.

В зависимости от назначения и компоновки самолета турбокомпрессор маршевого двигателя может быть выполнен по типу центробежного турбокомпрессора или по типу осевого турбокомпрессора.

Самолет с газотурбинной силовой установкой функционирует следующим образом.

Мотор-генератор (6) подключается к наземному (аэродромному) источнику электропитания. Производится раскрутка ротора маршевого двигателя самолета до заданной частоты вращения и его запуск. Мотор-генератор при запуске выполняет функцию стартера, а при работе маршевого двигателя - функцию генератора для питания бортовых потребителей электрической энергии. Раскрутка ротора может производиться с помощью бортового источника энергии - с помощью бортовой аккумуляторной батареи или вспомогательным газотурбинным двигателем (ГТД). Вспомогательный ГТД может быть также запущен от наземного источника электропитания. После запуска маршевого двигателя осуществляется взлет самолета и полет согласно полетному заданию. При полете самолета атмосферный воздух (набегающий поток) поступает в воздухозаборник (8) и воздушный канал (9) воздухозаборника и сжимается с повышением температуры до значений, соответствующих заторможенному потоку. В этом процессе кинетическая энергия набегающего потока преобразуется в потенциальную энергию давления перед турбокомпрессором. Из воздушного канала воздух поступает в турбокомпрессор (13), приводимый во вращение воздушной турбиной (11), в котором дополнительно сжимается с повышением температуры. При этом возрастает потенциальная энергия потока воздуха, состоящая в данном случае из энергии давления газа и внутренней энергии. Сжатый воздух после турбокомпрессора подается в спиральный рабочий канал вихревой камеры (12), в котором происходит преобразование потенциальной энергии потока в кинетическую энергию с образованием вихревых и кавитационных процессов, сопровождаемых повышением температуры потока. Затем в канале отвода воздуха происходит преобразование кинетической энергии в потенциальную энергию, сопровождаемое дальнейшим повышением температуры и давления воздуха. Из вихревой камеры воздух с высоким потенциалом поступает в воздушную турбину. Выполнение рабочего канала в форме сопла Лаваля позволяет получить сверхзвуковой поток с высоким энергетическим потенциалом, который затем в канале отвода воздуха (перед входом в турбину) сжимается с повышением температуры до значения, соответствующего заторможенному потоку.

Отсутствие надежных теоретических методов исследования потока в каналах вихревой камеры, а также отсутствие подробных экспериментальных данных о структуре потока во всех элементах проточной части вынуждает использовать для определения основных газодинамических характеристик вихревой камеры различные математические и физические модели (гипотезы) рабочего процесса. Однако все существующие модели основаны на идеализации реального потока в проточной части вихревой камеры. Математические модели рабочих процессов содержат условные эмпирические коэффициенты, которые практически не увязаны с природой турбулентных (вихревых) течений в рабочем канале и могут определяться только на основе интегральных характеристик, получаемых экспериментальным путем.

В воздушной турбине (в процессе расширения) потенциальная энергия воздуха, сжатого в компрессоре и нагретого до более высоких значений температур за счет вихревых процессов, протекающих в вихревой камере, преобразуется в механическую (техническую) работу на валу воздушной турбины. В неподвижном сопловом направляющем аппарате воздушной турбины, в процессе понижения давления, происходит преобразование потенциальной энергии газа (воздуха) в кинетическую энергию, а в межлопаточных каналах вращающегося активного рабочего колеса кинетическая энергия газа преобразуется в техническую работу, которая посредством вала передается потребителю. Во время полета самолета воздушная турбина приводит во вращение турбокомпрессор, а через редуктор - тянущий воздушный винт и мотор-генератор, работающий в режиме генератора. Из воздушной турбины воздух выбрасывается в атмосферу через выходное устройство. Часть воздуха по байпасной линии через регулирующий клапан может перепускаться из выходного на вход в турбокомпрессор.

Воздушный винт создает силу тяги за счет отбрасывания больших масс воздуха со скоростью, превышающей скорость полета самолета.

На нерасчетных и неустановившихся режимах, когда мощность на валу воздушной турбины маршевого двигателя становится меньше величины, которая обеспечивает силу тяги, необходимую для данных условий полета, запускается вспомогательный газотурбинный двигатель (ГТД). Газовая турбина ГТД передает недостающую мощность посредством вала отбора мощности через муфту сцепления и редуктор (7) на вал воздушной турбины (11) маршевого двигателя, на вал воздушного винта (14) и мотор-генератору (6), либо мотор-генератор, подключенный к бортовой аккумуляторной батареи и работающий в режиме мотора (стартера), передает недостающую мощность через редуктор на вал воздушной турбины маршевого двигателя и на вал воздушного винта.

Изобретение относится к авиационной технике. Самолет содержит фюзеляж 1, крыло 2 и хвостовое оперение 3. Силовая установка 4 включает в себя тянущий воздушный винт 5, мотор-генератор, редуктор, воздухозаборник 8, воздушный канал воздухозаборника, выходное устройство и маршевый двигатель. Маршевый двигатель состоит из воздушной турбины, вихревой камеры и турбокомпрессора, установленного на валу воздушной турбины. Вал воздушного винта и вал мотор-генератора кинематически связаны через редуктор с валом воздушной турбины. Вихревая камера размещена в корпусе маршевого двигателя в пространстве между воздушной турбиной и турбокомпрессором. Воздушный канал воздухозаборника подключен к входу в турбокомпрессор, выход воздуха из турбокомпрессора присоединен к входу в вихревую камеру, выход из вихревой камеры соединен с входом воздуха в воздушную турбину, а выход воздуха из воздушной турбины сообщается с атмосферой через выходное устройство. Технический результат - увеличение продолжительности полета за счет сокращения расхода топлива. 20 з.п. ф-лы, 2 ил.

1. Самолет с газотурбинной силовой установкой, содержащий фюзеляж, крыло и хвостовое оперение, отличающийся тем, что силовая установка размещена в носовой части фюзеляжа и включает в себя тянущий воздушный винт, мотор-генератор, электрически подключенный к бортовой аккумуляторной батарее, или вспомогательный газотурбинный двигатель, редуктор, воздухозаборник, воздушный канал воздухозаборника, выходное устройство и маршевый двигатель, состоящий из воздушной турбины, вихревой камеры и турбокомпрессора, ротор которого установлен на валу воздушной турбины, при этом воздушный винт и вал мотор-генератора кинематически связаны через редуктор с валом воздушной турбины, вихревая камера размещена между воздушной турбиной и турбокомпрессором, входная часть воздушного канала воздухозаборника выполнена цилиндрической, воздушный канал воздухозаборника подключен к входу в турбокомпрессор, выход воздуха из турбокомпрессора присоединен к входу в вихревую камеру, выход из вихревой камеры соединен с входом воздуха в воздушную турбину, а выход воздуха из воздушной турбины сообщается с атмосферой через выходное устройство.2. Самолет по п.1, отличающийся тем, что он выполнен по схеме моноплана с нижним расположением крыла.3. Самолет по п.1, отличающийся тем, что он выполнен по схеме моноплана с верхним расположением крыла.4. Самолет по п.1, отличающийся тем, что он выполнен по схеме моноплана со средним расположением крыла.5. Самолет по любому из пп.2-4, отличающийся тем, что выходное устройство состоит из выходного диффузора, установленного за воздушной турбиной, и выпускной трубы, прикрепленной к выходному диффузору и сообщающейся выходным отверстием с атмосферой.6. Самолет по п.5, отличающийся тем, что выходное отверстие выпускной трубы расположено под фюзеляжем.7. Самолет по п.5, отличающийся тем, что выходное отверстие выпускной трубы расположено над фюзеляжем.8. Самолет по п.6 или 7, отличающийся тем, что хвостовое оперение выполнено V-образным и состоит из двух килей, симметрично расположенных относительно плоскости симметрии самолета.9. Самолет по п.8, отличающийся тем, что кили хвостового оперения установлены с углом развала между ними от 60 до 90°.10. Самолет по п.1, отличающийся тем, что воздухозаборник выполнен в форме диффузора.11. Самолет по п.10, отличающийся тем, что воздухозаборник выполнен лобовым, причем плоскость симметрии воздухозаборника находится в плоскости симметрии самолета.12. Самолет по п.10, отличающийся тем, что воздухозаборник расположен под фюзеляжем, причем плоскость симметрии воздухозаборника находится в плоскости симметрии самолета.13. Самолет по п.10, отличающийся тем, что воздухозаборник расположен над фюзеляжем, причем плоскость симметрии воздухозаборника находится в плоскости симметрии самолета.14. Самолет по любому из пп.11-13, отличающийся тем, что мотор-генератор установлен коаксиально во входной части воздушного канала с образованием кольцевого пространства, заключенного между цилиндрическими стенками входной части воздушного канала и наружной цилиндрической поверхностью корпуса мотор-генератора.15. Самолет по п.1, отличающийся тем, что силовая установка снабжена байпасной линией, соединяющей выходное устройство с входом воздуха в турбокомпрессор, и регулирующим клапаном, установленным на байпасной линии.16. Самолет по п.1, отличающийся тем, что вспомогательный газотурбинный двигатель кинематически связан с маршевым двигателем через редуктор с возможностью разрыва кинематической связи.17. Самолет по п.1, отличающийся тем, что вихревая камера состоит из рабочего канала, выполненного в форме спирали, канала подвода воздуха к рабочему каналу от турбокомпрессора и канала отвода воздуха из рабочего канала в воздушную турбину.18. Самолет по п.17, отличающийся тем, что рабочий канал вихревой камеры выполнен как сопло Лаваля.19. Самолет по любому из пп.1, 17 и 18, отличающийся тем, что воздушная турбина выполнена по типу активной осевой турбины.20. Самолет по п.1, отличающийся тем, что турбокомпрессор маршевого двигателя выполнен по типу центробежного турбокомпрессора.21. Самолет по п.1, отличающийся тем, что турбокомпрессор маршевого двигателя выполнен по типу осевого турбокомпрессора.