Авиационная силовая установка Российский патент 2024 года по МПК B64D27/16 B64D27/33 

Изобретение относится к силовым установкам летательного аппарата.

В литературе известна силовая установка Bauhaus (Luftfahrt conctpt 3 Le blog du jet prive blogfr privategetfinder.com Bauhaus Luftfahrt conctpt d^, avion) на базе двух турбовентиляторных двигателей на крыльях и одного на фюзеляже, причем последний содержит вентилятор с приемным кольцевым отверстием вокруг внешней задней поверхности фюзеляжа. Вентилятор механически соединен с двигателем, при этом воздух и отработанные газы удаляются через свои сопла. Данная авиационная силовая установка приведена в источнике. Преимуществом является то, что вентилятор ускоряет более выгодно пограничный слой фюзеляжа для получения тяги, причем двигатель не находится в забортном положении и не создает дополнительного аэродинамического сопротивления. Недостатком является то, что два других двигателя увеличивают аэродинамическое сопротивление самолета, укорачивает крыло, повышая его массу и снижая аэродинамическое качество самолета.

Известен ТРД (Сравнительный анализ параметров и характеристик различных схем силовой установки с дополнительным выносным вентилятором, НАУКА и ОБРАЗОВАНИЕ, Инженерное образование # 12, декабрь 2012, авторов Эзрохи Ю. А. и др) с двумя двухконтурными двигателями на пилонах с отбором части мощности на установленное внутри и конце фюзеляжа специальное устройство заканчивающими двумя винтами противоположного вращения. Преимуществом данной силовой установки является то, что для создания тяги двигателя на входе в винты используется толщина пограничного слоя, полученная при обтекании внешним потоком всего фюзеляжа. Недостатком является большое аэродинамическое сопротивление двухконтурных двигателей, большые потери энергии на длину перехода к фюзеляжу и месту установки винтов, а также сложность конструкции предлагаемой силовой установки.

В литературе известно устройство, описанное в источнике ТРДД смешанного цикла (Немецкий проектный институт BauhausLuftfahrt, AviationWeek) с поршневыми газогенераторами рядного исполнения с двумя коленчатыми валами, расположенными параллельно оси двигателя, где каждый коленчатый вал взаимодействует с двумя расположенных на периферии оси, подвешенного на пилонах турбовентиляторного двигателя, поршневых цилиндров. Шестерни коленчатых валов передают крутящий момент центральному валу турбокомпрессора и турбины и далее через планетарный редуктор вентилятору. Преимуществом данного двигателя является то, что высокие степени повышения температуры в камере поршневого газогенератора обеспечивают повышение мощности двигателя без использования дорогих технологий производства турбинных лопаток каскада высокого давления. Кроме того, возможности увеличения температуры перед турбиной для коэффициента избытка окислителя α<1 соответствует возможностям увеличения суммарного повышения давления данного термодинамического цикла. Компрессор свободен от большого суммарного числа осевых ступеней компрессора с низкими значениями КПД последних ступеней и сложным управлением геометрией управляющих аппаратов осевых ступеней.

Однако при этом большие значения объемного расхода увеличивает число рядов поршневых двигателей, повышая габариты и массу всего устройства. Сохраняется недостаток забортного расположения двигателя и появляется необходимость принудительного охлажления атмосферным воздухом цилиндров поршневых двигателей.

В литературе известно устройство, описанное в патенте. Устройство содержит два трехкаскадных трехвальных турбодвигателей с отдельными вынесенным в удобное место третьими каскадами на турбодвигателеях, теплообменники промежуточного охлаждения, вынесенные в пилоны крепления данного двигателя, где расположены вход и выход воздушного тракта атмосферного воздуха. По сравнению с предыдущим аналогом дополнительный расход атмосферного воздуха используется не только для поддержания работоспособности нагреваемой конструкции устройства, но и для повышения эффективности термодинамического цикла и повышения полезной работы каждого килограмма рабочего газа. Понизилась температура охлаждающего турбину воздуха, отбираемого за последней ступенью компрессора, соответственно из-за улучшения условий охлаждения увеличилась температура перед турбиной и на базе трехкаскадного двигателя степень повышения термодинамического цикла данного устройства. Недостатком является большая масса теплообменника и аэродинамическое сопротивление забортного размещения всего устройства.

За прототип предлагаемого устройства принята Гибридная электрическая силовая установка, описанная в статье «Как устроены электросамолеты будущего», автора Гальперин С.Б., techinsider.ru>технология>транспорт 03.07.2021. Гибридная электрическая силовая установка состоит из турбореактивного двигателя внутри фюзеляжа с приводом на генератор электрического тока, а от него на аккумулятор и электродвигатели - маршевые на концах крыльев. От аккумулятора приводятся в движение на взлетном режиме равномерно распределенные по длине крыльев винтовые движители, равномерно распределенные по длине крыльев. Преимуществом является бесшумная работа электрических двигателей на взлете и высокий КПД турбореактивного двигателя, спроектированного для однорежимной работы на расчетной высоте и скорости полета. К недостаткам относятся потери энергии на привод электродвигателя, сложность конструкции убирающихся в крылья большого числа электродвигателей и проблемы с использованием полостей крыльев для расположения в них емкостей горючего.

Задача, поставленная перед авторами, заключается в том, чтобы по сравнению с прототипом предлагаемая силовая установка обеспечивала увеличение полезной нагрузки и дальности полета.

Технический эффект достигается тем, что увеличивается степень двухконтурности двигателя и повышается его КПД.

Решение поставленной задача достигается тем, что силовая установка содержит внутри фюзеляжа дополнительный вентилятор, на выходе по воздушной линии связанный с входами в осевой компрессор первого каскада и низконапорного контура промежуточного теплообменника, расположенные за ними агрегаты внутреннего контура включают в себя сборный центробежный компрессор, камеру сгорания, турбины каскадов высокого, низкого давлений и сопло с выходом подогретого в теплообменнике воздуха низконапорного внутреннего контура, рабочего газа двигателя и воздуха вентилятора, агрегаты каскада низкого давления механически связаны с дополнительным вентилятором, генератором электрического тока и через планетарный редуктор с валом вентилятора, редуктор сборного центробежного компрессора двухвальный с внутренним валом каскада низкого давления, содержит пять шестерен соединения всех трех валов центробежных ступеней с турбиной каскада высокого давления.

На фиг.1 приведена конструкция турбовентиляторного двигателя, встроенного в хвостовую часть фюзеляжа. Фюзеляж 1 содержит вентилятор 2, связанный через планетарный редуктор 3 с валом низкого каскада 4, с которым соединены генератор электроэнергии 5, осевой компрессор 6 и осевая турбина 7. Каскад высокого давления включает в себя три типа валов 8,9,10 с консольно установленными центробежными колесами 11,12,13 центробежного компрессора соответственно и редуктор 14 с шестернями 15,16 от турбины каскада высокого давления 17 и вала 8 к центральному валу 9, а от центрального вала при помощи шестерен 18,19 к двум валам 10. Внутренний воздушный тракт включает в себя вентилятор 2, дополнительный вентилятор 3, после которого поток воздуха разделяется на две части - расход внутренного контура турбовентиляторного двигателя через камеру сгорания 20 и расход промежуточного теплообменника 21. Данные расходы соединяются в конце фюзеляжа 1 и выбрасываются через решетку 22 и после присоединения расхода вентилятора сопло 23 в атмосферу.

На фиг. 2 приведена предлагаемая конструкция центробежных ступеней. Центробежные ступени состоят из центробежных колес 11, снабженных небольшими безлопаточными диффузорами 24, за которыми следуют спиральные улитки 25, наружные стенки которых взаимодействуют с периферийными окружностями обратных направляющих аппаратов 26, а спиральные улитки периферийной окружности объединенного обратного направляющего аппарата 27 взаимодействуют с периферийными окружностями безлопаточных диффузоров 24 центробежных колес. Стрелками показаны входы и выход расходов воздуха.

На фиг.3 приведена предлагаемая конструкция секция крыла. Секция крыла с винтовым движителем состоит из винта 27 с втулочным основанием 28, закрепленной на двух подшипниках 29 поворотного узла 30 на двух опорах 31 внутри сферической головки 32. Последняя снабжена валом 33 с двумя шестернями 34 в зацеплении с шестерней 35 на поворотном узле 30 и шестерней 36 вала привода шестерен 34. Сферическая головка 32 закреплена на прямоугольном выступе 37, взаимодействующая с помощью ходового винта 38 с направляющими 39 корпуса 40 секции крыла с винтовым движителем. Вал ходового винта 38 через коробку шестерен 41 с двумя электродвигателями - основным 42,43, связанного с коробкой шестерен 41. В направляющих установлена лента герметичности 44, а корпус секции крыла с винтовым движителем снабжен сверху спереди откидным обтекателем 45.

Устройство, приведенное на фиг.1 включается на расчетной высоте полета и работает следующим образом. Поток воздуха вместе с пограничным слоем фюзеляжа 1 поступает на вход вентилятора 2, где разветвляется на две части. Большая часть выбрасывается через сопло 23, а меньшая часть поступает через дополнительный вентилятор 2 во внутреннюю полость фюзеляжа 1, где она разделяется на расход внутреннего контура турбовентиляторного двигателя и расход воздуха охлаждения в теплообменнике промежуточного охлаждения расхода внутреннего контура после осевого компрессора. После соответствующего подогрева последний поток направляется внутри фюзеляжа к своему соплу. Расход внутреннего контура после выхода из теплообменника промежуточного охлаждения 21 направляется на первые две ступени центробежного компрессора, затем на вторую и третью ступени. После выхода из улитки третьей ступени расход поступает в камеру сгорания 20 и в турбину высокого давления 17, а затем выбрасывается через свою часть решетки 22 и сопло 23 в атмосферу. Вал каскада низкого давления (осевой компрессор и турбина низкого давления) не связаны механически с валами высокого каскада (три ступени центробежного компрессора и турбина высокого давления).

Устройство, приведенное на фиг.2, работает следующим образом. Охлажденный после осевого компрессора воздух поступает на осевые входы одинаковых центробежных ступеней 47, сжимается в центробежных колесах 11, 12, 13, проходит в каждой ступени небольшой безлопаточный участок, спиральную улитку 25 , спиральную улитку обратного направляющего аппарата 26,27 и под вполне определенным углом в лопатки общего для данных ступеней, где происходит формирование потока на входе в следующую центробежную ступень по треугольнику скоростей и ее относительной скорости на входе в лопатки рабочего колеса. При этом согласуются направления вращения всех трех центробежных колес, что повысит эффективность торможения воздушного потока обратном направляющем аппарате и стоящим за ним центробежным колесом следующей ступени. Приведены два треугольника скоростей на входе в центробежное колесо следующей ступени с одинаковыми окружными скоростями U и осевыми скоростями Са. При этом реализуются разные углы поворота в обратных направляющих аппаратах - i и i_{0 ,} где первая буква относится к обычному повороту потока на 90°, а вторая к предлагаемому с поворотом меньше, чем на 90° с меньшими гидравлическими потерями. Поворот на меньшую величину сохранится и для лопаток последующего рабочего колеса, что тоже выгодно для уменьшения его гидравлических потерь. Кроме этого, ступени освобождаются от громоздких воздушных патрубков при сохранении высоких значений окружных скоростей центробежных колес.

Устройство, приведенное на фиг.3, работает следующим образом. На взлетном режиме вращение передается от основного электродвигателя 40, коробку шестерен 39, валы 38,43, шестерни 33, 34 валу направляющего аппарата 26. После выхода на расчетную высоту и скорость полета основной электродвигатель останавливается и подключается к коробке шестерен вспомогательный электродвигатель 42 и с помощью выше описанной системе валов и шестерен и освобождения вращения поворотного узла 29 винт 26 поворачивается на 900 наверх, временно отклоняя откидной обтекатель 45. После этого разъединяется вращение вала 43 и соединяется вращение ходового винта 37 и сферическая головка перемещается линейно на величину лопасти винта 26. Лента герметичности 44 поворачивается на 900 и как и до этого закрывает щель на сферической головки 32.

Таким образом, высокие параметры термодинамического цикла (степени повышения давления) в данном гибридном электрическом устройстве на стационарном режиме полета достигаются благодаря использованию широкого диапазона температур от низкой температуры на высоте 10,5 км до уровней, соответствующим возможностей высоких температур современных камер сгорания с использованием для охлаждения воздуха с пониженной температурой от последней ступени центробежного компрессора. Последний позволит не использовать сложный многоступенчатый осевой компрессор каскада высокого давления и повысить его КПД. При этом взлетный режим работы данного устройства осуществляется с использованием только электрических двигателей. Нет потерь энергии на привод генератора электрической энергии, а для улучшения эпюры скоростей потока перед вентилятором с относительно малой высотой лопаток и небольшим подсосом воздуха на уровне его втулочного сечения используется добавочный вентилятор, расход которого далее эффективно используется для функционирования агрегатов внутреннего контура. На выходе фюзеляжа после смешения всех расходов и выравнивания температур КПД двигателя увеличиваются. В отличие от прототипа эффективность силовой установки существенно повысится из-за использования пограничного слоя фюзеляжа и отсутствия тормозящих самолет забортных агрегатов. Повысится коэффициент аэродинамического качества крыльев с более однородным обтекаемым потоком воздуха, которое из-за существенного облегчения закрепленных на нем движителей могут повысить удлинения крыльев и их подъемную силу. При этом в отличие от прототипа внутренние полости крыльев могут использоваться для размещения топливных емкостей. Суммарно расход воздуха через двигатель может снизится в разы, что вместе с возможностью размещения больших агрегатов внутри фюзеляжа (без увеличения забортного сопротивления) обеспечивает эффективное использование в данном термодинамическом цикле теплообменника промежуточного охлаждения. Снижение давлений на высоте полета в турбовентиляторном двигателе значительно уменьшит перепады давлений на трубках теплообменника, а значит и толщину (массу) трубок, которые в данном случае являются массой всего теплообменника. Добавочный вентилятор повышает давление и плотность поступающего воздуха, что ведет к уменьшению радиальных габаритов данного теплообменника, повышению коэффициента теплообмена и поверхности теплообмена.

Авиационная силовая установка с высоко эффективным турбовентиляторным двигателем отличается тем, что содержит внутри фюзеляжа, дополнительный вентилятор, на выходе по воздушной линии связанный с входами в осевой компрессор первого каскада и низконапорного контура промежуточного теплообменника, расположенные за ними агрегаты внутреннего контура включают в себя сборный центробежный компрессор, камеру сгорания, турбины каскадов высокого, низкого давлений и сопло с выходом подогретого в теплообменнике воздуха низконапорного внутреннего контура, рабочего газа двигателя и воздуха вентилятора, агрегаты каскада низкого давления механически связаны с дополнительным вентилятором, генератором электрического тока и через планетарный редуктор с валом вентилятора, редуктор сборного центробежного компрессора двухвальный с внутренним валом каскада низкого давления, содержит пять шестерен соединения всех трех валов центробежных ступеней с турбиной каскада высокого давления.

Изобретение относится к силовым установкам летательного аппарата. Силовая установка содержит внутри фюзеляжа (1) дополнительный вентилятор (3), на выходе по воздушной линии связанный с входами в осевой компрессор (6) первого каскада и низконапорного контура промежуточного теплообменника (21). Агрегаты внутреннего контура включают в себя сборный центробежный компрессор, камеру сгорания (20), турбины каскадов высокого, низкого давлений и сопло (23) с выходом подогретого в теплообменнике воздуха низконапорного внутреннего контура, рабочего газа двигателя и воздуха вентилятора. Агрегаты каскада низкого давления механически связаны с дополнительным вентилятором (3), генератором (5) электрического тока и через планетарный редуктор с валом вентилятора. Достигается увеличение полезной нагрузки и дальности полета. 2 з.п. ф-лы, 3 ил.

1. Авиационная силовая установка, состоящая из расположенных на крыльях и фюзеляже электрических или турбовентиляторных двигателей, в том числе с осевым турбокомпрессором первого каскада внутреннего контура и теплообменниками на атмосферном воздухе, отличающаяся тем, что содержит внутри фюзеляжа дополнительный вентилятор, на выходе по воздушной линии связанный с входами в осевой компрессор первого каскада и низконапорного контура промежуточного теплообменника, расположенные за ними агрегаты внутреннего контура включают в себя сборный центробежный компрессор, камеру сгорания, турбины каскадов высокого, низкого давлений и сопло с выходом подогретого в теплообменнике воздуха низконапорного внутреннего контура, рабочего газа двигателя и воздуха вентилятора, агрегаты каскада низкого давления механически связаны с дополнительным вентилятором, генератором электрического тока и через планетарный редуктор с валом вентилятора, редуктор сборного центробежного компрессора двухвальный с внутренним валом каскада низкого давления содержит пять шестерен соединения всех трех валов центробежных ступеней с турбиной каскада высокого давления.

2. Авиационная силовая установка по п.1, отличающаяся тем, что содержит сборный центробежный компрессор с входом на две параллельные ступени и выходом по расходу воздуха на безлопаточный диффузор, спиральные улитки, за которыми расположены обратные улитки-диффузоры и обратные направляющие аппараты с выходом потока воздуха на вход следующего центробежного колеса, выход из предыдущей и вход в последнюю смещен в вертикальной плоскости, последняя центробежная ступень после спиральной улитки соединена с камерой сгорания и турбиной каскада высокого давления.

3. Авиационная силовая установка по п.1, отличающаяся тем, что содержит на конце каждого крыла секцию со сферическим корпусом поворотно-задвижного винта, соединенным передвижным валами со шлицевой втулкой на конце, взаимодействующей со шлицевым валом редуктора, соединенного с электрическими двигателями - основным и вспомогательным, на линии сферических корпусов, последние содержат центрирующие прямоугольные поверхности, взаимодействующими с направляющими наружного корпуса секции, и снабженными ходовым винтом, сферический корпус снабжен поворотным валом на двух подшипниках и закрепленными на нем двумя коническими шестернями и валом винта с конической шестерней на двух подшипниках, винт снабжен с втулочным основанием регулировки положения лопастей винта, одна из конических шестерен поворотного вала взаимодействуют с конической шестерней вала винта, другая - с конической шестерней передвижного вала.