СИЛОВАЯ УСТАНОВКА С ИМПУЛЬСНОЙ ТУРБИНОЙ ДЛЯ ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА ИЛИ РЕЛЬСОВОГО ТРАНСПОРТНОГО СРЕДСТВА Российский патент 2025 года по МПК F02C6/20 F01D1/06 

В одном своем аспекте изобретение относится к силовой установке для летательного аппарата или рельсового транспортного средства, включающей в себя по меньшей мере один реактивный двигатель для создания массового потока газа, энергия которого приводит во вращение импульсную турбину. В свою очередь, импульсная турбина непосредственно приводит в действие движитель для создания движущей силы летательного аппарата или рельсового транспортного средства.

Воздушное сообщение демонстрирует самое прогрессивное развитие в области транспорта. Его растущее значение в глобальном товарном потоке, в свою очередь, отражается в быстром создании новых конструкций летательных аппаратов, а также в быстром развитии или новом строительстве аэродромов. В ходе воздушного сообщения, как в прошлом, так и в настоящем, на большие расстояния могут быть транспортированы также такие товары, которые не могут быть транспортированы иным способом (например, живые органы или скоропортящиеся продукты питания). Воздушное сообщение также имеет большое значение при спасении людей в экстренных ситуациях.

В настоящее время большинство летательных аппаратов зависит от занимающих большую площадь аэропортов, и товарооборот требует весьма существенных временных затрат на подвоз к ним и на отвоз от них. Вертолеты или вертикально взлетающие летательные аппараты отличаются более гибким применением по сравнению с крылатыми летательными аппаратами, однако, они расходуют гораздо большее количество горючего по отношению к полезной нагрузке или пассажирам. Поэтому дальность их действия существенно ограничена, а спектр их применения ограничен специальными применениями и немногими исключениями в коммерческой области.

При рассмотрении в физическом плане, стартующий вертикально летательный аппарат с динамичной подъемной силой имеет всегда более высокое потребление энергии по сравнению с крылатым летательным аппаратом со сравнимым весовыми и мощностными параметрами, который набирает скорость на взлетной полосе. В то время как набирающий скорость самолет на взлетной полосе преобразовывает его движущую энергию почти исключительно в тяговую энергию, а подъемная сила образуется посредством ускорения, без дополнительной потребности в энергии, у вертикально взлетающего летательного аппарата или вертолета движущая сила должна быть непосредственно преобразована в подъемную силу. Она непосредственно противодействует силе земного тяготения, что приводит к существенно более высоким затратам энергии.

В 21-ом веке многие аэродромы и аэропорты были расширены до состояния, которое делает возможным применение различных типов самолетов, как со стандартным фюзеляжем, так и широкофюзеляжных самолетов, а также различных типов грузовых самолетов. Кроме того, сильно разветвленная сеть железнодорожных и автомобильных дорог делает возможным охват воздушным сообщением малых населенных пунктов и распределительных центров. Рост мирового населения и сопряженное с этим непрерывное возрастание товарооборота позволяют предположить возрастание в близком будущем воздушного сообщения, прежде всего сообщения с помощью крылатых летательных аппаратов. В то же время, тем не менее, принята предпосылка о том, что в пределах ближайших трех десятилетий потребность в нефти более не будет покрываться в достаточной мере.

Поэтому, наряду с исследованием новых источников энергии для авиационных силовых установок, требующей решения проблемой является повышение эффективности авиационных силовых установок как таковых.

Летательные аппараты с неподвижным крылом одновременно сочетают в себе высокую дальность действия с высокой полезной нагрузкой и посредственным расходом топлива. В настоящее время они представляют собой самый экономически выгодный вариант коммерческого воздушного сообщения, а благодаря высокой скорости, они предоставляют возможность транспортировки скоропортящихся или чувствительных грузов на далекие расстояния. Таким образом, являются возможными, например, трансплантации живых органов или импорт цветов или продуктов питания из весьма удаленных мест. Кроме того, из гражданского воздушного сообщения извлекает пользу вся туристическая индустрия, и в межрегиональных поездках в Европе и Северной Америке пассажирские самолеты составляют все большую конкуренцию автомобильному, железнодорожному и паромному сообщению. В то же время, для поддержания текущего и непрерывно растущего воздушного сообщения необходимыми являются обширные аэродромные сооружения и выстроенная на большой площади инфраструктура аэропортов. Кроме того, аэропорты оказывают сильное влияние на смежную окружающую среду и на находящиеся поблизости от них населенные пункты. Для взлетно-посадочных полос должны быть выделены километровые полосы подходов к аэродрому, подстилающий грунт должен быть укреплен, и как перед, так и за взлетно-посадочной полосой воздушное пространство до заданной высоты полета не должно быть нарушено. Поскольку не всегда имеются пространственные возможности для развития аэропортов, не всегда является возможным прямое сообщение с помощью широкофюзеляжных машин. Это опять-таки влечет увеличение времени обращения для некоторых товаров или для пассажиров в результате необходимости промежуточных посадок и операций по перегрузке. Самолетам предоставляют, в отличие от вертолетов или дирижаблей, внешнее управление. В настоящее время оно находит применение в железнодорожном, морском и воздушном сообщении и означает, что водители соответствующих плавучих средств, рельсовых транспортных средств или летательных аппаратов для обеспечения надежного функционирования сообщения полагаются на указания командных постов, которые находятся вне собственного транспортного средства. Железнодорожные поезда имеют длинный тормозной путь при высоких скоростях таким образом, что при приведении в действие тормозов поезд прибывает к остановке только вне видимой водителем области. Самолеты и морские суда имеют при подаче управляющего сигнала высокую инерционность, и поэтому, для предотвращения столкновения для них является необходимым сообщение положения других самолетов или судов. Эти процессы поддерживаются радиолокационными установками и спутниковой навигацией или же, в железнодорожном движении, "управление" производится посредством сигнальных установок. В противоположность этому, при автомобильном, автобусном и грузовом автомобильном сообщении речь идет о внутреннем управлении. Водителю вменено управление транспортным средством полностью независимым образом. Воздействие на сообщение извне обеспечено посредством систем управления движением и правил движения, выбор пути и скорости производится водителем. В воздушном сообщении различают между полетом по ППП (Правила полетов по приборам) и полетом по ПВП (Правила визуальных полетов), что примерно равнозначно различию между внутренним и внешним управлением. В области частной авиации и непрофессиональной авиации, а также для вертолетов, вследствие их высокой маневренности и менее значительной по сравнению с реактивными пассажирскими самолетами скорости, имеется возможность применения правил полета ПВП в повседневном воздушном сообщении. Для пассажирских самолетов, где эта возможность также является применимой при определенных обстоятельствах, она к настоящему моменту времени, вследствие высокой плотности движения, играет только очень незначительную роль.

Грузоподъемность малых и средних грузовых самолетов, таких как C-160D может быть перекрыта развитием вертолетов большой грузоподъемности, таких как Ми-26 ОКБ Миля, причем отпадает необходимость в постройке специальных аэродромов, и соответственно, с помощью вертолетов может быть обеспечено воздушное сообщение также между различными аэродромами, которые не подходят для крылатых летательных аппаратов со сравнимой мощностью силовой установки.

Для разрешения проблем плохо подходящих для расширения аэродромов или для укрепления дорожек, были подвергнуты испытанию различные летательные аппараты, которые нуждаются только в коротких взлетных и посадочных дистанциях, а также имеют незначительные минимально допустимые скорости. Данную способность обозначают как способность STOL (способность к короткому взлету и посадке). Известными примерами этого являются военные транспортные самолеты, такие как Transall C-160D или американский Геркулес С-130. Развитие типов самолетов, пригодных к применению вне аэродромов, исторически было начато ранее появления готового для серийного производства первого вертолета. Поэтому понятно, что поле их применения частично перекрывает таковое современных вертолетов. Поскольку поступательное развитие вертолетов предоставляет все более важную альтернативу транспортным самолетам, в современных разработках, таких как А400М от Аэробуса или китайский Shaanxi Y-9 была сделана попытка сочетания высокой скорости, большой высоты полета и незначительного расхода топлива летательных аппаратов с неподвижным крылом с гибкостью вертолетов. Малые транспортные самолеты, такие как польский Ап-28, нуждаются в длине разбега примерно 270 м. C-160D нуждается в средней длине разбега при взлете 660 м, и, кроме того, имеет возможность использования на неукрепленных дорожках. 250-700 м соответствуют относительно малой длине взлетной полосы (широкофюзеляжный самолет, такой как А330 нуждается в длине взлетной полосы примерно 2000 м), и такая полоса может быть реализована на обширно свободных от препятствий участках магистральных дорог. Во времена холодной войны различные участки автострад в ФРГ были укреплены для временного воздушного сообщения военных самолетов. Помимо этого, способность стартовать и садиться на неукрепленных дорожках расширяет спектр применения транспортных самолетов. Другое поле применения обслуживается самолетами-амфибиями. В настоящее время их применяют в борьбе с огнем, а иногда, также в коммерческом сообщении на Тихом океане или в Карибском море. Они, наряду с отдельными моделями вертолетов, которые также могут садиться на водоемы, имеют возможность соединения двух островов, когда посадка на сушу не является возможной. Российский производитель Бериев продвигает, например, модель Бе-200 ЧС в точности с данной целью применения.

Другой аспект состоит в том, что согласно теоретическим соображениям, конструкции летательных аппаратов с неподвижным крылом могут быть лучше приспособлены к транспортировке очень больших полезных нагрузок. Самолеты, такие как А380-800 от Аэробуса или украинские Ан-124 ОКБ Антонова, могут транспортировать до 80 т полезной нагрузки или более. Конструирование вертолета, способного к транспортировке более 40 т полезной нагрузки, представляется очень трудной или вовсе нерешаемой задачей. В то время как несущие поверхности самолетов могут составлять собой большую несущую поверхность и иметь большой размах, это едва ли является возможным для лопастей винтов вертолетов. В самом большом и самом тяжелом когда-либо построенном вертолете, советском Ми-12, для создания необходимых подъемных сил требовалось два несущих винта. При этом при вращающихся винтах размах составлял 67 м, а полезная нагрузка 40 т. Напротив, грузовые самолеты со сравнимым размахом, по большей части, имеют полезную нагрузку до 70 т.

Вертолеты теоретически уже в настоящее время могут высвобождать в челночных операциях между большими логистическими центрами усиленно востребованное сообщение грузовыми автомобилями. Дальность их действия и грузоподъемность сравнимы со средними седельными тягачами. В форме грузовых дронов эта идея уже была испытана в малом масштабе. Только высокий расход топлива вертолетами препятствует воплощению в жизнь этого решения. В этом примере использования идея замены вертолета посредством малых транспортных самолетов включает в себя связь с близким аэродромом или оборудование короткой взлетной и посадочной полосы.

Очень хорошее сравнение между концепциями вертолета и крылатого летательного аппарата предлагают два типа летательных аппаратов PZL (Государственный авиационный завод) Ап-28 и Ми-171 ОКБ Миля. Эти два летательных аппарата имеют почти одинаковую дальность действия, полезную нагрузку, коммерческую скорость, максимальную высоту полета, размах и размеры грузового отсека. Они отличаются лишь расходом топлива, который у Ми-171 является большим, полным весом, весом пустого летательного аппарата и необходимой длиной взлетной полосы, которая практически отсутствует в случае Ми-171. На основании этих признаков может быть сделан вывод, что с экономической точки зрения, явное преимущество имеет концепция самолета, в то время как с логистической точки зрения, вертолет очевидно выигрывает.

Поэтому с учетом дальнейшего развития инфраструктуры воздушного сообщения, непрерывного возрастания глобальных товарных потоков, а также неизбежных общественных перемен, важным является выяснение возможностей увеличения гибкости воздушного сообщения. С учетом различных аспектов относительно экономичности, летных качеств и экономии издержек, разработка различных типов летательных аппаратов для вертолетов и для летательных аппаратов с неподвижным крылом приводит к возрастающему сближению друг с другом обоих вариантов летательных аппаратов. Это означает, что вертолеты будут иметь в будущем, вероятно, летные качества и экономичность, схожие с таковыми летательных аппаратов с неподвижным крылом, в то время как летательные аппараты с неподвижным крылом будут все более и более приближаться к вертолетной концепции по таким параметрам, как гибкость и способность к короткому взлету. Тем не менее, факты физической реальности делают невозможным полное слияние таким образом, что также и в будущем найдут применение оба типа летательных аппаратов. Поэтому важным является рассмотрение обоих типов летательных аппаратов относительно их экономичности и совершенствования изделия.

Целью изобретения является создание силовой установки для летательных аппаратов и рельсовых транспортных средств, лишенной недостатков уровня техники. Прежде всего, целью изобретения является создание силовой установки, которая функционировала бы с особыми эффективностью и ресурсосбережением и имела бы при этом либо хорошую, либо улучшенную мощность. Одновременно, силовая установка должна быть особо гибкой по своей форме выполнения, причем отдельные компоненты могут быть по-разному размещены друг относительно друга, без возникновения при этом больших потерь в ходе передачи усилий или же мощности.

В одном аспекте изобретение относится к силовой установке (в дальнейшем также называемой двигателем) для летательного аппарата или рельсового транспортного средства, включающей в себя:

- по меньшей мере один содержащий газовую турбину реактивный двигатель для создания массового потока газа,

- по меньшей мере одну импульсную турбину, соединенную с валом и имеющую лопатки,

- по меньшей мере один движитель для создания движущей силы летательного аппарата или рельсового транспортного средства,

причем содержащий газовую турбину реактивный двигатель обеспечивает создание массового потока газа, направляемого на лопатки импульсной турбины в пределах плоскости ее вращения, и для привода движителя посредством импульсной турбины вал импульсной турбины находится в соединении с движителем.

Как указано выше, реактивный двигатель содержит газовую турбину, т.е. представляет собой газотурбинный двигатель. Прежде всего, реактивный двигатель создает реактивное действие за счет создаваемого воздушного потока и/или потока выхлопных газов. Предпочтительно, реактивный двигатель включает в себя компрессор, камеру сгорания и/или турбину, а также, предпочтительно, выходное сопло. В компрессоре всосанный воздух, предпочтительно, может быть сжат, в камере горения горючее, предпочтительно, может быть инжектировано и воспламенено, вследствие чего смесь, предпочтительно, может быть ускорена. Находящаяся, предпочтительно, ниже по потоку турбина, предпочтительно, может быть приведена в действие посредством ускоренной смеси и, со своей стороны, может приводить в действие компрессор и, предпочтительно, входящий в состав устройства вентилятор. Вентилятор, предпочтительно, создает так называемую охватывающую струю. Предпочтительно, таким образом, обозначают воздушный поток, который между газовой турбиной, как таковой, и внешним кожухом двигателя проходит в заднем направлении и выдувается наружу. Предпочтительно, газ расширяется в размещенном на заднем конце реактивного двигателя выходном сопле, причем скорость потока, предпочтительно, увеличивается.

Технические результаты, достигаемые при осуществлении изобретения, заключаются в повышении эффективности, в частности топливной экономичности, силовой установки, в обеспечении ее конструктивной (компоновочной) гибкости и эффективности передачи энергии массового потока газа, создаваемого реактивным двигателем.

Предпочтительно, импульсная турбина является турбиной, в которой рабочая среда имеет одинаковое статическое давление до и после рабочего колеса. Предпочтительно, полезная работа производится при этом по существу исключительно из преобразования кинетической энергии рабочей среды. Она получается, прежде всего, из динамического давления рабочей среды согласно энергетическому уравнению Бернулли. Предпочтительно, турбина избыточного давления имеет степень реактивности по существу максимально 0,5 и, прежде всего, по существу нуль. Степень реактивности, предпочтительно, означает безразмерный параметр, который может принимать значение между нулем и единицей, который описывает отношение преобразуемой на роторе энтальпии к преобразуемой во всей турбине энтальпии. Термин "ротор", предпочтительно, описывает совокупность всех рабочих колес турбины, которые соединены с валом турбины. Термин "рабочее колесо", предпочтительно, означает вращающуюся часть турбины, которая извлекает работу из протекающей рабочей среды, и, предпочтительно, включает в себя несколько лопаток. Термин "направляющий аппарат" означает, предпочтительно, однако необязательно, включаемые в состав турбины, фиксированные, подобные лопаткам элементы, которые, предпочтительно, придают завихрение протекающей среде. Направляющий аппарат и принадлежащее ему рабочее колесо совместно, предпочтительно, образуют "ступень". Может быть предпочтительным, когда турбина включает в себя по меньшей мере один направляющий аппарат. Может быть также предпочтительным, когда турбина не включает в себя направляющий аппарат. Может быть предпочтительным, когда турбина включает в себя по меньшей мере одно рабочее колесо. В многоступенчатой турбине, предпочтительно, несколько рабочих колес (и при необходимости, попеременно, направляющих аппаратов) соединены последовательно. Предпочтительно, турбина является одноступенчатой. Тем не менее, турбина может включать в себя также несколько ступеней.

В импульсной турбине степень реактивности, предпочтительно, по существу равна 0, что означает, прежде всего, что на рабочем колесе не производится какого-либо преобразования энтальпии. Только на направляющем аппарате, который, в зависимости от обстоятельств, может входить в состав устройства, предпочтительно, по существу полное статическое давление может быть преобразовано в кинетическую энергию. В импульсной турбине по существу полная разность энтальпий, предпочтительно, подвергается преобразованию в энергию потока, при необходимости, (если имеется в наличии) только на направляющем аппарате, статическое давление на рабочем колесе, предпочтительно, остается по существу постоянным.

Такие термины как: по существу, примерно, около и тому подобное, предпочтительно, описывают поле допуска менее ± 20%, предпочтительно, менее ± 10%, особо предпочтительно, менее ± 5% и, прежде всего, менее ± 1%. Термин "подобный", предпочтительно, описывает величины, которые являются примерно равными. Термин "частично" или же "приблизительно", предпочтительно, описывает по меньшей мере 5%, особо предпочтительно по меньшей мере 10%, и прежде всего по меньшей мере 20%, в некоторых случаях по меньшей мере 40%.

Примерами турбин постоянного давления являются турбина Пелтона, турбина Кертиса, турбина Лаваля и/или двукратная турбина.

При одинаковой отдаче мощности та же турбина постоянного давления, предпочтительно, вращается в 0,707 раз (1/√2) более медленно, чем так называемая турбина избыточного давления со степенью реактивности 0,5 при условии, что массовый поток и диаметр турбины являются равными. При одинаковом числе оборотов та же ступень компрессии выгодным образом выдает в два раза большую мощность, чем турбина избыточного давления с показательной для турбин избыточного давления степенью реактивности 0,5 при условии, что массовый поток и диаметр турбины являются равными.

Импульсная турбина, предпочтительно, включает в себя несколько закрепленных на валу лопаток. Лопатка, предпочтительно, является отдельной составной частью рабочего колеса турбины, которое, предпочтительно, выполнено для создания вращения, предпочтительно, соединенного с лопаткой вала за счет кинетической энергии рабочей среды. Для этого, лопатка, прежде всего, выполнена соответствующим образом для восприятия кинетической энергии и/или передаваемого импульса перемещаемой рабочей среды.

Движитель для создания движущей силы летательного аппарата или рельсового транспортного средства может быть, например, представлен колесным приводом в рельсовом транспортном средстве или воздушным винтом или же реактивным двигателем в самолете или несущим винтом в вертолете.

Прежде всего, реактивный двигатель создает массовый поток газа, например воздушный поток и поток выхлопных газов. При этом реактивный двигатель и/или выдающее массовый поток сопло, предпочтительно, размещены тангенциально относительно периметра рабочего колеса и/или окружного пути вращающейся точки рабочего колеса. Поток посредством направления течения в пределах плоскости вращения импульсной турбины, предпочтительно, направлен на ее лопатки. Направление течения является, прежде всего, основным и/или усредненным направлением течения массового потока, которое является по существу направленным и, без отклоняющих элементов, имеет по существу прямолинейную направленность. Плоскость вращения является, прежде всего, плоскостью, в которой вращаются лопатки импульсной турбины. Вал, на котором лопатки, предпочтительно, закреплены, и совместно с которым они вращаются, предпочтительно, ориентирован по нормали к этой плоскости вращения. Предпочтительно, по меньшей мере в одной точке или области импульсной турбины поток направлен на лопатки таким образом, что они могут быть приведены в действие с возможно более высокой эффективностью.

Прежде всего, для привода движителя посредством импульсной турбины вал импульсной турбины находится в соединении с движителем. Это соединение может охватывать собой как непосредственную передачу движущей силы, например, посредством общего вала импульсной турбины и движителя, так и опосредованную, посредством промежуточной передачи. Привод движителя посредством импульсной турбины означает, прежде всего, механическую передачу усилий от импульсной турбины к движителю посредством передающих усилия элементов, например валов и/или передач.

Таким образом, может быть создан привод, имеющий неожиданно высокую для экспертного сообщества эффективность. Кроме того, привод предлагает возможность выдачи произведенной реактивным двигателем на движитель мощности очень гибким образом и, выгодным образом, без промежуточной передачи. При этом предпочтительно, отклоняющие элементы массового потока могут быть также использованы таким образом, что устраняется необходимость размещения реактивного двигателя, импульсной турбины и/или движителя друг относительно друга заданным способом.

В предпочтительном варианте осуществления изобретения лопатки импульсной турбины выполнены для передачи импульса массового потока газа, который имеет направление по существу в пределах плоскости вращения импульсной турбины. При этом лопатки имеют, прежде всего, выгодное в гидродинамическом отношении формообразование, что обеспечивает возможность более эффективной передачи импульса и рационального формирования силовой установки.

В другом предпочтительном варианте осуществления изобретения лопатки имеют поверхность, по существу перпендикулярную плоскости вращения импульсной турбины. Такое решение было выявлено как особо предпочтительный вариант осуществления импульсной турбины.

В другом предпочтительном варианте осуществления изобретения импульсная турбина включает в себя турбину в виде разновидности турбины Пелтона. В турбине Пелтона газ предпочтительно устремляется в массовом потоке (предпочтительно, струе) с высокой скоростью по меньшей мере из одного сопла, размещенного по существу тангенциально относительно периметра рабочего колеса на его лопатки. Предпочтительно, каждая лопатка разделена посредством острой кромки на две примерно полукруглые полулопатки. В середине кромки массовый поток газа, предпочтительно, падает тангенциальным образом. Полулопатки имеют, прежде всего, функцию разворота газа по существу в противоположном направлении, что обеспечивает подачу кинетической энергии на рабочее колесо по принципу действия и противодействия.

При этом скорость периметра лопаток должна, предпочтительно, соответствовать по существу (половине) скорости потока газа. Предпочтительно, поток газа отдает на лопатки его энергию почти полностью. Это является особо рациональным.

В другом предпочтительном варианте осуществления изобретения реактивный двигатель расположен в плоскости, параллельной плоскости вращения импульсной турбины, или в пределах плоскости вращения импульсной турбины. В этом случае массовый поток может быть направлен на лопатки, прежде всего, по существу без потерь на необходимом в противном случае отклоняющем элементе.

В другом предпочтительном варианте осуществления изобретения вал импульсной турбины непосредственно соединен с валом движителя. Таким образом, может быть реализован по существу свободный от потерь привод.

В другом предпочтительном варианте осуществления изобретения вал импульсной турбины соединен с валом движителя посредством передачи, прежде всего прямозубой цилиндрической зубчатой передачи и/или многоступенчатой передачи.

Прямозубая цилиндрическая зубчатая передача характеризуется наличием, прежде всего, нескольких цилиндрических зубчатых колес на параллельных осях, причем оси могут быть представлены приводными валами. В простом способе построения одноступенчатая прямозубая цилиндрическая зубчатая передача имеет два вала, на которых сидит по одной шестерне, причем шестерни, предпочтительно, приводят в действие друг друга и задают передаточное отношение.

В многоступенчатой передаче передаточное отношение, предпочтительно, является переменным по ступеням.

Таким образом, движитель может быть, предпочтительно, приведен в действие независимо от числа оборотов импульсной турбины. Кроме того, обеспечена возможность особо простого отклонения, а также передачи под углом вращение вала импульсной турбины.

В другом предпочтительном варианте осуществления изобретения импульсная турбина расположена в турбинной камере, которая имеет по меньшей мере одну входную область для ввода массового потока газа, создаваемого реактивным двигателем, и по меньшей мере одно выхлопное отверстие и которая предпочтительно выполнена для эффективного направления массового потока газа на лопатки импульсной турбины. Турбинная камера и/или входная область и/или выхлопное отверстие, предпочтительно, выполнены на основе струйно-механического подхода и обеспечивают возможность соответствующего направления массового потока. Прежде всего, турбинная камера обеспечивает направление массового потока вдоль лопаток турбины и/или на них, а также предотвращение обтекания им импульсной турбины.

В другом предпочтительном варианте осуществления изобретения силовая установка предназначена для вертолета, а в качестве движителя она содержит несущий винт и/или воздушный винт, приводимый во вращение импульсной турбиной, причем плоскость вращения импульсной турбины расположена параллельно плоскости вращения несущего винта и/или воздушного винта, и импульсная турбина и несущий винт и/или воздушный винт имеют общую ось вращения. При этом усилия между импульсной турбиной и несущим винтом/воздушным винтом могут быть, предпочтительно, переданы непосредственно через общий вал и/или посредством промежуточной передачи. Таким образом, воздушный винт и, прежде всего, несущий винт вертолета могут быть приведены в действие с особой простотой и эффективностью.

В другом предпочтительном варианте осуществления изобретения реактивный двигатель расположен в плоскости, параллельной плоскости вращения импульсной турбины, или в пределах плоскости вращения импульсной турбины. Реактивный двигатель, прежде всего, в полном своем формообразовании выполнен, например, в форме цилиндра и/или по существу вращательно-симметричным, причем в данном случае, прежде всего, подразумевается, что продольная ось реактивного двигателя, ось цилиндра и/или ось вращения размещены в плоскости, параллельной плоскости вращения импульсной турбины, и/или в пределах плоскости вращения. При этом реактивный двигатель и/или выдающее массовый поток сопло, предпочтительно, размещены тангенциально относительно периметра рабочего колеса и/или окружного пути вращающейся точки рабочего колеса.

Посредством такой конструкции массовый поток реактивного двигателя может быть направлен на лопатки импульсной турбины с особой простотой и эффективностью.

В другом предпочтительном варианте осуществления изобретения силовая установка включает в себя турбовинтовой двигатель, а в качестве движителя она содержит воздушный винт, приводимый во вращение импульсной турбиной, причем плоскость вращения импульсной турбины расположена параллельно плоскости вращения воздушного винта, импульсная турбина и воздушный винт имеют общую ось вращения, и реактивный двигатель предпочтительно расположен в направлении полета в плоскости, перпендикулярной плоскости вращения импульсной турбины, а турбинная камера выполнена для отклонения массового потока газа таким образом, чтобы направлять его на лопатки импульсной турбины в пределах плоскости ее вращения. При этом усилия между импульсной турбиной и воздушным винтом могут быть, предпочтительно, переданы непосредственно через общий вал и/или посредством промежуточной передачи. Прежде всего, оси вращения воздушного винта и импульсной турбины, а также продольная ось реактивного двигателя размещены по существу параллельно друг другу и продольной оси летательного аппарата, вследствие чего, реактивный двигатель может быть размещен в фюзеляже летательного аппарата выгодным образом в аэродинамическом и гидромеханическом аспектах (впуск двигателя, предпочтительно, размещен в направлении полета). При этом массовый поток в выпуске реактивного двигателя, предпочтительно, направлен, тем не менее, также в продольном направлении, вследствие чего турбинная камера должна обеспечивать отклонение массового потока для его направления в его направлении течения в пределах плоскости вращения импульсной турбины на ее лопатки. Такое отклонение, предпочтительно, происходит с помощью отклоняющих элементов, прежде всего, посредством дугообразных труб для направления массового потока.

Вследствие пространственных отношений или же условий размещения двигателя особо предпочтительным является такой вариант осуществления двигателя летательного аппарата. В данном случае, в противоположность двигателю вертолета, зачастую из аэродинамических соображений, не является желательным какое-либо построение, при котором продольная ось реактивного двигателя не размещена по существу параллельно продольной оси летательного аппарата.

В другом предпочтительном варианте осуществления изобретения силовая установка содержит в качестве движителя заключенный в кожух вентилятор, приводимый во вращение импульсной турбиной, причем плоскость вращения импульсной турбины расположена параллельно плоскости вращения вентилятора, импульсная турбина и вентилятор имеют общую ось вращения, и реактивный двигатель предпочтительно расположен в направлении полета в плоскости, перпендикулярной плоскости вращения импульсной турбины, а турбинная камера выполнена для отклонения массового потока газа таким образом, чтобы направлять его на лопатки импульсной турбины в пределах плоскости ее вращения.

При этом усилия между импульсной турбиной и вентилятором могут быть, предпочтительно, переданы непосредственно через общий вал и/или посредством промежуточной передачи. Так же, как и в вышеупомянутом примере, при этом приоритетом является более выгодное в аэродинамическом и в гидродинамическом отношении построение всех компонентов двигателя. Построение и/или отклонение при этом, предпочтительно, реализованы аналогично вышеупомянутому варианту осуществления. При этом вентилятор, предпочтительно, размещен своей продольной осью в продольном направлении летательного аппарата.

С закреплением в корпусе двигателя/кожуха или же на подходящем месте летательного аппарата, предпочтительно, расположено выходное сопло или реактивный двигатель, который из набегающего воздуха и подведенного горючего создает смесь и значительно ускоряет ее, которая смесь затем приводит в действие импульсную турбину, которая затем приводит в действие посредством передачи вентилятор, который тогда обеспечивает движущую силу как таковую всей конструкции двигателя.

В отличие от обычных реактивных двигателей, в данном случае, предпочтительно, не создается какой-либо поток внутреннего контура вместо камеры сгорания в обычных реактивных двигателях в данном случае, предпочтительно, имеется импульсная турбина (хотя имеется возможность выпускания из импульсной турбины потока выхлопных газов также в заднем направлении из двигателя, но поскольку основной принцип работы этого двигателя не предусматривает потока внутреннего контура, поток выхлопных газов из импульсной турбины, предпочтительно, не учитывается в качестве потока внутреннего контура).

Когда предусмотренный для создания горючей смеси (первый) вспомогательный реактивный двигатель находится внутри двигателя, набегающая воздушная масса сначала поступает через вентилятор в двигатель. Часть этой входящей воздушной массы может быть направлена во встроенный первый реактивный двигатель или же в выходное сопло, и, предпочтительно, применяется для создания смеси, в то время как гораздо большая часть воздушной массы, предпочтительно, может быть направлена через вентилятор для ее сжатия и ускорения и, наконец, может быть извергнута для создания подобной отдаче движущей силы.

В другом предпочтительном варианте осуществления изобретения турбинная камера и/или камера двигателя включает в себя дугообразный отклонитель массового потока газа. При этом реактивный двигатель и импульсная турбина могут быть размещены, прежде всего, по отдельности друг относительно друга, в то время как массовому потоку обеспечено в значительной степени свободное от потерь отклонение. При упоминании в данной публикации реактивного двигателя без дополнений, предпочтительно, подразумевается первый реактивный двигатель. Реактивный двигатель (первый), предпочтительно, может быть размещен таким образом, что его размещение является особо выгодным в аэродинамическом и/или в гидродинамическом отношениях. Отклонитель, предпочтительно, также обозначен как отклоняющий элемент.

В другом предпочтительном варианте осуществления турбинная камера расположена в пределах кожуха вентилятора и может быть выполнена для герметичного разделения массового потока газа от потока текучей среды в пределах вентилятора. Таким образом, большая часть двигателя, предпочтительно, может быть компактно и эффективно размещена в пределах кожуха вентилятора, причем потоки газа реактивного двигателя и вентилятора двигателя могут быть отделены друг от друга. При этом первый реактивный двигатель, предпочтительно, может быть размещен в пределах турбинной камеры или вне ее, а массовый поток первого реактивного двигателя может быть направлен через отклоняющие элементы турбинной камеры.

В другом предпочтительном варианте осуществления изобретения силовая установка включает в себя воздухозаборник, предназначенный для подачи воздуха в реактивный двигатель и расположенный на втулке вентилятора. Таким образом, первый реактивный двигатель может быть особо хорошо встроен в летательный аппарат и/или в оболочку вентилятора двигателя, и не нуждается в каких-либо дополнительных воздухозаборниках на других местах.

Конструкция двигателей IRS (вращательных реактивных двигателей с импульсной турбиной) предлагает высокий ресурсосберегающий потенциал в расходе горючего для различных летательных аппаратов при оптимальном конструктивном выполнении. С одной стороны, такое решение обеспечивает большую дальность действия летательных аппаратов, с другой стороны, большую полезную нагрузку при той же дальности действия, поскольку при неизменных летных качествах требуется заправка меньшим количеством горючего.

Поэтому для вертолетов могут быть достигнуты новые, становящиеся все более важными возможности применения. При авариях на морях и океанах, на большом удалении от близлежащего побережья, или в далеких пустынных областях фактор времени играет особую роль для спасения человеческих жизней. Спасательные суда нуждаются в значительном времени для достижения области применения, летательные аппараты с неподвижным крылом могут достигать области применения очень быстро, тем не менее, в большинстве случаев, не могут садиться, и поэтому, спасение людей из бедственных положений на море представляется большой логистической проблемой. Вертолеты с дальностью действия 5000-6000 км могут достигать таких областей применения в считанные часы, и обеспечивать спасение людей быстрее, чем самолеты или суда.

Другим сценарием применения является, например, снабжение людей в отдаленных областях или местах катастрофы. В опустошенных землетрясением районах снабжение зачастую отрезанного от внешнего мира населения часто зависит от расчистки дорог или ремонта местного аэропорта. В настоящее время, снабжение посредством вертолетов также осложнено, поскольку они ограничены в их дальности действия и полезной нагрузке. При оснащении вертолета двигателем IHT (вертолетным двигателем с импульсной турбиной), становится возможной перевозка им больших полезных нагрузок на большую дальность действия ближе к месту катастрофы.

В настоящее время турбовинтовые машины в качестве связующего звена между вертолетами и реактивными летательными аппаратами образуют собой предпочтительное транспортное средство в коммерческом диапазоне средних дистанций. За счет их более высокого ресурсосберегающего потенциала по сравнению с реактивными узкофюзеляжными самолетами они могут предлагать хорошую альтернативу таковым при применении двигателя TPI (турбовинтовой двигатель с импульсной турбиной). В диапазоне средних дистанций увеличенная продолжительность полета в результате менее значительной крейсерской скорости не имеет существенного значения.

В коммерческом диапазоне дальних дистанций в настоящее время, а также, весьма вероятно, и в будущем, доминируют имеющие реактивный привод широкофюзеляжные самолеты. В диапазоне дальних дистанций и, кроме того, в диапазоне сверхдальних дистанций компромисс между полезной нагрузкой и требуемым объемом горючего играет особую роль. На многих воздушных линиях, таких как, например рейс Париж-Таити, для уменьшения запаса горючего предусмотрены промежуточные посадки. Пример А330 показывает, что применение двигателя STI (импульсного двигателя с реактивной турбиной) позволяет сократить расход горючего авиалайнерами примерно до 60% (см. стр. 37). Этим для большинства дальнемагистральных авиалайнеров обеспечено полное использование их полезной грузоподъемности без ущерба для их дальности действия или крейсерской скорости. Тем самым, в зависимости от конкретного летательного аппарата, также может быть уменьшен фактический взлетный вес, что обеспечивает дополнительное уменьшение расхода горючего или применение в аэропортах с более короткой взлетной и посадочной полосой.

Для будущего воздушного сообщения рассмотрение этой проблематики имеет возрастающее значение. Усугубляющаяся нехватка сырья, прежде всего сокращающиеся месторождения сырой нефти, а также непрерывно растущая нагрузка на окружающую среду в результате больших эмиссий отработанных газов требуют эффективных, могущих быть реализованными в краткие и средние сроки мероприятий по уменьшению расхода горючего при одновременном сохранении современного объема транспортировки и сообщения. Двигатели IRS представляют основу для разработки новых эффективных авиационных двигателей.

Подробное описание изобретения и примеры

"Двигатель IRS" является наименованием двигателя, ключевой элемент которого представляет собой комбинацию из специального реактивного двигателя или сопла, а также импульсной турбины (IRS=Impulsturbinen-Rotations-Strahltriebwerk Вращательный реактивный двигатель с импульсной турбиной). Импульсная турбина, называемая также турбиной постоянного давления, является турбиной, в которой газ имеет одинаковое статическое давление перед входом в турбину и после выхода из турбины. Наименование "двигатель IRS" обозначает класс различных двигателей, которые разделены относительно целей их применения на подклассы. Подклассы представлены вертолетными двигателями (двигатель IHT), двигателями воздушного винта и реактивными двигателями (двигатели TPI и STI).

Двигатель IRS состоит из двух различных систем двигателя из расположенного выше по потоку сопла или специального реактивного двигателя, который создает массовый поток, и последующей импульсной турбины, которая посредством произведенного соплом массового потока приводится во вращение, и приводит затем в действие движитель, как таковой (например, несущий винт вертолета, воздушные винты турбовинтового самолета, лопатки двигателя реактивного самолета или также колеса локомотива).

В принципе, импульсная турбина функционирует как лопаточное колесо в водяной мельнице. Массовый поток наталкивается на лопатки турбины и, таким образом, приводит их во вращение. При этом направление течения этого массового потока и плоскость вращения располагаются плоским образом в одной плоскости. В отличие от свободной турбины в обычном авиационном двигателе, массовый поток при этом наталкивается на лопатки на краю турбины. Таким образом, она имеет больший диаметр вращательного воздействия, нежели свободная турбина в обычном авиационном двигателе, и поэтому, оказывается способной к передаче большего крутящего момента. Кроме того, обеспечена возможность достижения с помощью меньших реактивных двигателей или сопел более высокой скорости потока массового потока, чем в обычном двигателе. В обычных двигателях массовый поток создается в турбине, которая служит для привода свободной турбины, которая приводит в действие движитель летательного аппарата посредством примыкающей передачи. Таким образом, посредством передачи коническими шестернями, могут быть приведены в действие, например, несущий винт вертолета, и посредством прямозубой цилиндрической зубчатой передачи, воздушный винт самолета или лопатки двигателя реактивного самолета. При этом массовый поток направлен через турбину в радиальном относительно вала направлении. На данном этапе проявляет себя решающий недостаток турбин избыточного давления по сравнению с импульсными турбинами. Импульсные турбины имеют по сравнению с турбинами избыточного давления с теми же размерами при том же числе оборотов более высокую эффективную мощность. Это объясняется описанным ниже образом.

Если массовый поток проходит через турбину в радиальном направлении, он набегает на нее перпендикулярно поверхности вращения турбины. В обычном авиационном двигателе, за исключением малой поверхности вокруг втулки, поток протекает по всей поверхности вращения турбины, что означает, что массовый поток прикладывает к каждой отдельной лопатке двигателя линейную нагрузку по всей ее длине. Линейная нагрузка на каждой отдельной лопатке двигателя может быть заменена на точечные результирующие усилия, которые воздействуют на каждую лопатку двигателя на половине ее длины или же в диапазоне от 50% до 70% ее радиуса. Таким образом, массовый поток может быть описан как сумма точечных нагрузок, которые равномерно воздействуют на каждую лопатку двигателя в диапазоне от 50% до 70% ее радиуса. Точный расчет точки приложения силы результирующих усилий является возможным, тем не менее, он изменяется в зависимости от различных конструкций двигателя, и на данном этапе, точное описание положения точки на лопатке двигателя не имеет значения. Важным для последующего рассмотрения является то обстоятельство, что точка приложения силы результирующих усилий не находится на внешнем крае лопатки двигателя и, таким образом, ее полный радиус не может быть использован. Из этого следует, что результирующие усилия массового потока оказывают воздействие на менее значительном действительном эффективном радиусе и поэтому создают также менее значительный крутящий момент на втулке, как в случае воздействия результирующих усилий на край поверхности вращения. Один другой аспект, который при радиальном направлении массового потока приводит к менее значительной эффективной мощности турбины, состоит в том, что поверхность вращения располагается перпендикулярно направлению течения. При этом поверхности лопаток двигателя ориентированы относительно направления течения таким образом, что при набегании массового потока образуются осевые усилия, которые приводят турбину во вращение. Этот феномен описывается как степень реактивности. Поскольку направления воздействия радиальных и осевых усилий располагаются перпендикулярно друг относительно друга, в большинстве случаев, в турбинах этой конструкции реализована степень реактивности 0,5.

В импульсных турбинах эти феномены не встречаются в данной форме. Таким образом, направление массового потока может быть произведено перпендикулярно оси вращения, то есть направление течения располагается плоским образом в плоскости вращения. Вследствие этого побуждающий к вращению компонент усилий массового потока оказывает значительно более сильное воздействие, чем в турбине избыточного давления со степенью реактивности 0,5. Кроме того, массовый поток воздействует на краю поверхности вращения. При этом произведенный тем самым крутящий момент на втулке создается по всей длине радиуса и, таким образом, может достигать вплоть до удвоенного значения по сравнению со случаем воздействия массового потока только на половину радиуса. Таким образом объяснено, что те же турбины постоянного давления при одинаковом числе оборотов имеют вплоть до удвоенного значения эффективной мощности по сравнению с турбинами избыточного давления того же размера. Как обратный вывод, это означает, что по сравнению с турбиной избыточного давления, для привода такой же турбины постоянного давления требуются меньшие усилия. Импульсная турбина, как она применяется в двигателе IRS, обладает формой, схожей с турбиной Пелтона. Турбина Пелтона является современной конструкцией водяного колеса. Сравнительно с известным водным мельничным колесом, в которого подведенная вода не получает дополнительного ускорения, турбина Пелтона приводится в действие посредством водного потока, который перемещается в плоскости вращения. Данный принцип может быть перенесен на двигатель IRS. Для импульсной турбины принимается значение коэффициента полезного действия Птурбина в 90%, что является сравнимым с турбиной Пелтона.

Определяющим фактором для двигателя IRS является число оборотов импульсной турбины. В данном случае для обеспечения возможности оценки максимальной величины, имеет смысл ориентироваться на находящиеся на данный момент в употреблении двигатели воздушного сообщения. В современном двигателе LEAP CFM максимальное число оборотов компрессора высокого давления составляет 19 391 об/мин. (Источник: https://www.easa.europa.eu/sites/default/files/dfu/EASA%20E110%20TCDS%20Issue%207%20LEAP-1A-1C.pdf; 23.10.2018, 21:45 Uhr). Максимальное число оборотов определяет наивысший крутящий момент, который может непосредственно действовать в импульсной турбине. Он определяется центробежными силами, которые зависят от применяемого материала, его веса и плотности, а также от числа оборотов. Применяемые материалы являются постоянным фактором для соответствующей импульсной турбины, в отличие, однако, от числа оборотов. В связи с импульсной турбиной в качестве компонента привода воздушного сообщения исходят из того, что применяемые материалы допускают число оборотов на уровне 19 391 об/мин. Максимальное число оборотов оказывает важное воздействие на скорость потока в импульсной турбине. Оба фактора состоят во взаимной связи, и в то же время, желательными являются наивысшие значения для обоих факторов.

Подобно оценке максимально возможного числа оборотов, возможной также является оценка максимального значения скорости потока. Из того соображения, что создаваемая сила тяги представляет собой произведение массового потока ṁ_т и скорости потока следует, что с возрастанием скорости потока необходимый массовый поток убывает, и вместе с тем, также уменьшается расход горючего. При этом играют роль следующие соображения. Имеют значение, с одной стороны, прочность применяемого материала, с другой стороны, скорость потока в других системах. В ракетных двигателях, как они применяются при космических полетах, могут быть реализованы скорости истечения до 3000 м/с. Тем не менее, выходящий массовый поток создает лишь импульс в двигателе и не служит для ускорения другого тела при набегании на него. Наивысшая скорость потока v_s обусловлена примененным в импульсной турбине материалом. Если скорость слишком высокая, следует исходить из возможности повреждения импульсной турбины. Решающее значение, поэтому, имеет прочность примененного в импульсной турбине материала.

При применении титанового сплава значения прочности составляют, как правило, Площадь набегания массового потока соответствует площади турбинных лопаток в импульсной турбине. При принятом поперечнике 2 см, при условии омывания потоком только внешней половины площади лопатки, получается эффективная площадь 0,000157 м² или 157 мм².

При учете прочности такой турбинной лопатки получаем следующий результат: в качестве наивысшего силового воздействия. Определяющим является фактическое силовое воздействие в ходе функционирования.

Другие примеры высокой скорости потока представлены газоотводной системой в огнестрельном оружии или также ускоренным поршнем в двигателе автомобиля. При этом расширяющиеся газы применяются для действительного ускорения других тел, в одном случае, снаряда, в другом случае, поршня в цилиндре. Для цилиндра автомобиля может наблюдаться, например для BMW М40, число оборотов 6200 об/мин и ход поршня 81 мм. Это дает "скорость потока" 8,37 м/с. Для газоотводной системы, такой которая находит применение, например, в винтовке G36, скорость снаряда доходит до 920 м/с. В гладкоствольной пушке Rheinmetall, которая также является оружием с газоотводной системой, иногда достигают скорости 1 640 м/с. (Источник: http://www.whq-forum.de/cms/27.0.html; Unterpunkt: "Turm/Waffenanlage"; 20.10.2018, 17.00 Uhr). Из этих соображений можно делать вывод, что в импульсной турбине скорость потока до 1 640 м/с и число оборотов до 19 920 об/мин представляются реализуемыми.

Кроме того, решающее значение имеет радиус импульсной турбины. Максимальное число оборотов турбины принято 19 920 об/мин = 332,0 1/с, в то время как скорость потока должна составлять максимально 1625 м/с. Поэтому можно принять следующее. Как только радиус импульсной турбины превосходит заданное значение, функционирование с наивысшим числом оборотов становится невозможным без превышения наивысшей скорости. Как только радиус импульсной турбины становится ниже заданного значения, функционирование с наивысшей скоростью становится невозможным без превышения числа оборотов. Этот радиус составляет:

С учетом той предпосылки, что в ходе функционирования, по всей вероятности, не используют абсолютно наивысшее число оборотов и создают регулирование на несколько меньшее значение, далее в качестве наивысшего значения принято Расчет мощности такой приводной системы изначально исходит из требуемой мощности, которая должна быть предоставлена импульсной турбиной. При этом требуемая мощность представлена в ваттах.

Является действительным:

При определенных обстоятельствах является необходимым уменьшение высокого числа оборотов импульсной турбины до максимального числа оборотов движителя, а именно, несущего винта, воздушного винта и тому подобного. Для обеспечения этого требуется применение прямозубой цилиндрической зубчатой передачи между импульсной турбиной и приводным валом. Коэффициент полезного действия многоступенчатой прямозубой цилиндрической зубчатой передачи, как правило, располагается на уровне примерно 90%. При сочетании с импульсной турбиной, в первом приближении, можно исходить из значения полного коэффициента полезного действия 70-80% для всей конструкции двигателя. В этом случае коэффициент полезного действия передачи должен входить в расчет крутящего момента М. Крутящий момент М и число n оборотов в дальнейшем снабжены индексом I, если они описывают число оборотов или крутящий момент импульсной турбины.

В качестве коэффициента полезного действия рассматривается полный коэффициент полезного действия передачи, который получен из коэффициентов полезного действия зубчатых колес, опоры, а также вала, с возведением в степень соответственно числу ступеней передачи:

В данном случае отдельные коэффициенты полезного действия приняты соответственно η=0,9825. Современные передачи могут достигать в каждом случае η=0,9825. (Источник: https://www.johannes-strommer.com/rechner/zugkraft-und-leistung-geschwindigkeit/wirkungsgrad/; 23.10.2018, 18:10 Uhr). В двигателе IRS, как правило, применяют 2-ступенчатую или 3-ступенчатую передачу.

Таким образом, для 2-ступенчатой передачи получаем:

Для 3-ступенчатой передачи получаем:

Передаточное отношение показывает, насколько увеличивается число оборотов на каждой ступени. Обычные значения при этом располагаются в диапазоне от 3 до 5. Суммарное передаточное отношение рассчитывается описанным ниже образом:

где k = число ступеней передачи.

Точное значение отдельных передаточных отношений может быть различным для разных двигателей.

Если состав воздушно-топливной смеси известен, по нему может быть найдено приблизительное выражение для расхода двигателем горючего.

Двигатель для воздушного сообщения имеет отношение протекающей воздушной массы к весу расходуемого горючего в большинстве случаев между 50:1 и 200:1.

Двигатель TV2-117, например, имеет при полной мощности воздушную пропускную способность (Источник: http://www.jet-engine.net/miltsspec.html; 09.10.2018, 09:50 Uhr).

Двигатель Ивченко АИ-20Д расходует при полной мощности при воздушной пропускной способности (Источник: http://www.jet-engine.net/civtfspec.html; 23.10.2018, 19:00 Uhr).

Двигатель Соловьев Д-ЗОКП имеет при полной мощности воздушную пропускную способность метр и расход горючего (Источник: http://www.jet-engine.net/civtfspec.html; 23.10.2018, 19:00 Uhr).

Отношение является различным для каждого двигателя, и может также располагаться выше предоставленного на данном этапе в качестве наивысшего значения Обнаружение его среднего значения является затруднительным. Для описания принципа работы двигателя IRS, тем не менее, не имеет особого значения применяемый тип горючего. Для упрощения дальнейших расчетов в данном случае выбрано значение

Следует отметить, что эти значения метр являются действительными только при применении керосина. При применении вместо этого другого горючего с другой плотностью, например, биотоплива или водорода, значения для отношения претерпевают изменения.

Для возможного получения этих значений, применяемое топливо подлежит рассмотрению относительно его плотности и его теплотворной способности. В качестве вспомогательной величины может быть представлена теплотворная способность топлива в виде скорости Иными словами: если запасенная в 1,0 кг топлива энергия окажется полностью преобразованной в кинетическую энергию, то эта величина может быть представлена как скорость Для керосина плотность представлена а теплотворная способность -

Для водорода, тем не менее, плотность составляет теплотворная способность -

Для обнаружения изменения коэффициента обе скорости должны быть поставлены в соотношение.

Подобным образом, коэффициент изменяется при применении вместо водорода топлива с отличной от керосина плотностью или теплотворной способностью.

Эти формулы описывают то обстоятельство, что выбор топлива оказывает значительное воздействие на расход двигателя. В последующих главах подробно описаны отдельные подклассы ряда двигателей IRS.

Вертолеты обеспечивают возможность лучшего соответствия проблематике слаборазвитой инфраструктуры по сравнению с крылатыми летательными аппаратами. Вертолеты, за счет своего технического усовершенствования, могут представлять собой альтернативу крылатым летательным аппаратам, прежде всего, в региональном сообщении и в диапазоне средних дистанций. Внедрение двигателя IRS обеспечивает возможность противодействовать высокому расходу горючего у вертолетов.

Двигатель IRS, который выполнен как вертолетный двигатель, обозначен как "Impulsturbinen-Hubschraubertriebwerk" (вертолетный двигатель с импульсной турбиной), коротко "двигатель IHT". В его основе лежит идея расположения импульсной турбины в корпусе двигателя таким образом, что она, посредством вала и, при необходимости, посредством дополнительной прямозубой цилиндрической зубчатой передачи, приводит в действие несущий винт. Прямозубая цилиндрическая зубчатая передача отличается от передачи коническими шестернями вследствие того, что почти исключительно, возникают только радиальные усилия. Коэффициент полезного действия двигателя IRS, таким образом, также двигателя IHT, в первом приближении может быть оценен значением 70-80% для всей конструкции двигателя.

На фиг.1 представлено схематическое построение импульсной турбины, реактивного двигателя и несущего винта. На верхней половине изображения можно видеть оба реактивных двигателя, которые направляют массовый поток, воздушно-топливную смесь к импульсной турбине, представленной как "лопаточное колесо" в середине изображения. При этом стрелки показывают направление течения потока. Импульсная турбина приводится во вращение посредством массового потока, который может быть отведен, наконец, через выхлопное отверстие. Несущий винт вертолета обозначен посредством лопастей винта, которые исходят в форме звезды из середины импульсной турбины. Винт находится выше импульсной турбины, причем как втулка импульсной турбины, так и втулка несущего винта расположены на одной оси. Тем не менее, несущий винт и втулка импульсной турбины не расположены на одном валу. Между ними размещена прямозубая цилиндрическая зубчатая передача, которая преобразует число оборотов импульсной турбины в число оборотов несущего винта.

Реактивные двигатели и несущий винт вертолета, в противоположность обычным приводным агрегатам вертолетов, не соединены друг с другом механически, вращение несущего винта может быть произведено исключительно за счет вращения импульсной турбины. Остальные компоненты управления винтом, такие как, например, для изменения угла наклона лопастей или для наклона винта, при этом не обслуживаются. Управление хвостовым винтом также производится отдельно от данного построения.

Число оборотов несущего винта получают путем регулирования скорости потока массового потока, а также с помощью преобразования посредством прямозубой цилиндрической зубчатой передачи. Мощность импульсной турбины зависит от числа ее оборотов, ее радиуса и от протекающей через нее массы горючего или воздушно-топливной смеси.

Для оценки работоспособности такой конструкции, на типе вертолета в качестве примера расчетным путем проверяют, как эксплуатационные характеристики изменяются по отношению к известной в настоящее время конструкции вертолетных двигателей.

Решающим для расчета двигателя IHT являются мощность двигателя, а также число оборотов несущего винта соответствующего типа вертолета.

Эти два значения затем могут быть применены для расчета в качестве исходных параметров. Использование этих исходных параметров в качестве опорных величин позволяет пройти весь процесс вычисления обратно до реактивных турбин, которые создают массовый поток горючего:

В качестве примера выбран российский вертолет типа Ми-8 ОКБ Миля.

Ми-8 в большинстве случаев приводится в действие двумя двигателями ТВ2-117А, которые соответственно предоставляют примерно по 1670 л.с. На полной мощности они совместно расходуют примерно 1140 л/ч. (Источник: http://www.jet-engine.net/miltsspec.html; 02.10.2018, 20:26 Uhr).

В этом типе вертолета двигатели размещены над фонарем кабины пилота. Это построение особо хорошо подходит для применения двигателя IHT.

Импульсная турбина может быть расположена в этом случае под наклоном за находящимся сбоку на корпусе вертолета, под покрытием красного цвета выхлопным отверстием, в корпусе турбины непосредственно под несущим винтом.

Для оценки ожидаемого расхода горючего, в расчет принята импульсная турбина, которая выдает 1670 л.с.При условии, что два двигателя ТВ2-117А создают соответственно только по 50% от 1670 л.с.в качестве приводной мощности (степень реактивности = 0,5; см. стр. 15), требуется импульсная турбина с мощностью только 1670 л.с.

Для обнаружения необходимого усилия F сначала требуется крутящий момент М₁, который задается выдаваемой мощностью 1670 л.с.и числом оборотов турбины. Число оборотов турбины принято с максимально возможным значением С помощью 3-ступенчатой передачи оно может быть затем уменьшено до наивысшего возможного значения несущего винта. Для вертолета типа Ми-8 оно составляет n=185 1/мин.

Для оценки ожидаемого расхода горючего, в расчет принята импульсная турбина, которая выдает 1670 л.с.

Усилие F является частным от деления крутящего момента на радиус г импульсной турбины. Значение радиуса в данном случае может быть получено на основании различных факторов. Импульсная турбина ограничена в своем диаметре лишь размерами окружающего корпуса, причем одновременно, предпочтительным является наибольший радиус. Это означает, что импульсная турбина в ее диаметре в оптимальном случае уступает только считанные сантиметры или миллиметры внутреннему размеру корпуса. Для Ми-8 размер двигателей может служить в этом случае в качестве опорного значения. Оба двигателя размещены рядом и соответственно имеют одинаковый диаметр 55 см.

В более поздних моделях, двигатели, а именно, двигатели типа ТВ3-117, имеют диаметр 66 см. Поэтому можно принять, что корпус двигателя имеет примерно 132 см в ширину. Если для диаметра импульсной турбины исходить из отклонения около 6 мм, то можно принять радиус г 65,7 см.

Сначала будет показано, что в импульсных турбинах с радиусами менее r = 0,779 м наивысшее число оборотов импульсной турбины может быть использовано как опорная величина для расчета расхода горючего, таким образом, также и в этом случае.

Для выдачи мощности 1670 л.с.импульсной турбине с числом оборотов n=320 1/с, радиусом r=0,657 м и коэффициентом полезного действия 90%, а также присоединенной 3-ступенчатой передаче требуется усилие в 1 347,314 Н.

Это усилие может быть получено из скорости v_s потока для потока ṁ_т воздушно-топливной смеси. Она должна быть приравнена к скорости истечения массового потока из реактивных двигателей. При применении обычного реактивного двигателя, такого как, например двигатель Д-20П, который имеет при полной мощности массовый расход воздуха ṁ_воздух= и расход горючего 3 350,0 кг/час, и создает при этом усилие 52 974 Н (источник: http://www.jet-engine.net/civtfspec.html; 24.10.2018, 13:32 Uhr), эта скорость примерно составляет:

По скорости потока, в то же время может быть рассчитана окружная скорость импульсной турбины, то есть число оборотов импульсной турбины:

В этом случае необходимое усилие F составляет:

Очевидно:

Реактивный двигатель подобного двигателю Д-20П типа поставляет достаточное усилие для приведения в действие импульсной турбины описанной ранее конструкции. Поэтому в качестве реактивного двигателя для привода этой импульсной турбины может быть применен двигатель, который соответствует мощностным параметрам двигателя Д-20П, однако конструктивно приспособлен таким образом, что скорость истечения и скорость потока сохранены, в то время как произведенное усилие F составляет лишь 3 826,2132 Н. Это обеспечивает возможность, например, реализации, точной копии двигателя Д-20П в плане сохранения всех отношений величин и длин, однако, с менее значительными размерами. Посредством уменьшения размеров камеры сгорания и впуска воздуха, максимальный объем двигателя может быть сделан меньшим, при создании меньшей по сравнению с оригинальным двигателем силы тяги. Поскольку, тем не менее, все размерные соотношения в пределах двигателя сохранены, параметры мощности не изменяются, и скорость v_s потока остается неизменной.

По обнаруженным таким образом усилию F и скорости потока v_s теперь может быть рассчитан массовый расход горючей смеси.

Массовый расход ṁ_т образован из массы воздуха и примешанного к нему топлива, причем отношение обоих компонентов составляет

По этому результату может быть, наконец, обнаружен расход горючего.

Уравнение подразумевает, что для достижение по возможности малого расхода горючего следует стремиться по возможности к малому усилию F и/или по возможности к более высокой скорости потока.

Усилие F уже предварительно задано посредством предшествующего расчета. Расход горючего в соотношении к одновременно протекающей воздушной массе также задан посредством уравнения

Привлечение скорости потока, необходимого усилия F, а также коэффициента позволяет теперь сделать оценку расхода горючего, которого Ми-8, предположительно, может достигнуть с двигателем IHT:

В качестве вывода можно сказать следующее: с помощью конструкции с импульсной турбиной обеспечена возможность для обычной модели вертолета, такого как Ми-8, уменьшения расхода горючего примерно до 70% от первоначального значения.

Необходимо отметить, что все примененные значения основаны на грубых оценках и сильно зависят от реально примененных компонентов. Таким образом, расход горючего все еще может быть в реальности большим. При введении в описанный выше расчет другой ступени передачи в прямозубой цилиндрической зубчатой передаче, расход горючего окажется увеличенным примерно до 808,64 л/час при том же самом коэффициенте полезного действия. При применении менее эффективной пары двигателей, с другой стороны, которая создает менее значительную скорость потока (например, 420,0 м/с), в этом случае расход горючего окажется увеличенным при сохранении всех других параметров примерно до 908,046 л/час. Однако также это значение является сравнительно низким по сравнению с настоящим расходом примерно 1100 л/час.

Различные конструкции двигателей IRS, а именно двигатели IHT, TPI, а также прочие конструкции двигателей IRS имеют своей целью оптимальное повышение эффективности всего привода, поэтому следует исходить из применения деталей машин с высокими коэффициентами полезного действия.

Двигатель IHT теоретически также может быть встроен в вертолет, который имеет не столь оптимально выполненное построение двигателей как Ми-8. В качестве примера этого можно привести вертолет CH-53G, как он стоит в настоящее время на вооружении в вооруженных силах ФРГ.

У этого типа вертолета ясно видно, что двигатели размещены по бокам коробки фюзеляжа, и отсутствует какое-либо прямое продление корпуса, которое способно вмещать импульсную турбину. В этом случае применение обычных реактивных двигателей является относительно нерациональным. Является возможным применение малых специальных инжекционных форсунок, которые впрыскивают горючее, а также воздух в двигатели посредством воздухозаборников. Тем самым может быть получена воздушно-топливная смесь, которую направляют, наконец, посредством подводящих линий в центральный корпус к импульсной турбине.

CH-53G, как он стоит на службе в бундесвере, является лицензионным вариантом американского Sikorsky S-65. Двигатели производятся MTU (Двигатель-турбостроительное объединение) и обозначаются T64-MTU-7. Они выдают соответственно по 3975 л.с. взлетной мощности и расходуют примерно 1000 литров в час.

Для реализации двигателя IHT в этом типе вертолета преимущественное значение имеют соображения относительно скорости потока массового потока и достигаемой мощности.

Такие параметры двигателя, как радиус г импульсной турбины и число ее оборотов могут быть получены исходя из конструктивных обстоятельств.

Радиус г может быть оценен посредством размеров корпуса двигателя. Полная ширина коробки фюзеляжа без двигателей составляет примерно 2,80 м, поэтому для ширины корпуса турбины можно принять ширину 1,50 м. Для диаметра импульсной турбины следует принять 1,25 м, и поэтому, для ее радиуса г, наконец, получается значение 0,625 м.

Для скорости v_s потока и скорости протекания потока горючего равным образом возможными являются только оценки.

Реактивный двигатель обычного типа плохо подходит для применения в вертолете CH-53G, вместо него могут быть применены специальные форсунки. Поэтому в этом случае принята более высокая скорость потока, чем в реактивном двигателе, при которой значения скорости v_s располагаются, как правило, между 300,0 м/с и 500,0 м/с. Изначально в качестве вероятной наивысшей скорости потока задано 1 625,0 м/с, а число оборотов задано Поскольку оба значения зависят от радиуса, а он составляет менее 0,779 м (см. стр. 17), применяют отличный от базового значения расчет наивысшего числа оборотов Число оборотов несущего винта составляет, так же как и в случае Ми-8, n=185 1/мин = 3,083 1/с.

С учетом большого передаточного отношения от 320,0 1/с до 3,083 1/с, в данном случае уместным является применение 3-ступенчатой передачи. Коэффициент полезного действия этой передачи составляет

Передаточное отношение показывает, насколько увеличивается число оборотов на каждой ступени. Обычные значения при этом располагаются в диапазоне от 3 до 5. Суммарное передаточное отношение рассчитывают описанным ниже образом:

где k = число ступеней передачи.

В данном случае является действительным:

Если для каждой ступени принять, например, значение получается суммарное передаточное отношение Для числа оборотов импульсной турбины это означает:

Это означает, что 3-ступенчатая передача является достаточной для реализации этого двигателя IHT.

Для скорости потока в импульсной турбине является действительным:

Необходимое усилие получено описанным ниже образом:

Максимально допустимое силовое воздействие на турбинную лопатку составляет 47 123 Н (см. стр. 17), и тем самым, в ходе функционирования располагается далеко за пределами фактического силового воздействия при скоростипотока от 1 256,637 м/с.Поэтому применение такой импульсной турбины может быть рассмотрено как практичное.

В этом случае для расхода горючего следует:

При данных обстоятельствах, расход горючего заведомо может быть снижен не менее чем на 50%.

Сравнительные соображения, например, для менее значительной скорости потока лишь 470,000 м/с, приводят к расходу примерно 645,0 л/час. Это значение также располагается ниже первоначального в 1 000,0 л/час.

Поскольку летательные аппараты с неподвижным крылом более экономичны в работе по сравнению с вертолетами, их значение в будущем, весьма вероятно, может возрасти, прежде всего, для межрегионального дальнего сообщения, а также для длительных специальных применений. При статистическом рассмотрении, к настоящему моменту времени группа реактивных двигателей является наиболее эффективной при функционировании на высокой скорости, в то время как приводимые в действие поршневыми двигателями летательные аппараты, такие как Cessna С172, лучше всего подходят для нижнего диапазона скоростей. Диапазон скоростей турбовинтовых машин, таких как А400М, располагается практически по центру между диапазонами реактивных двигателей и поршневых двигателей. Относительно турбовинтовых двигателей очень редко говорят о коэффициенте двухконтурности, поскольку воздушный винт не имеет кожуха, и поэтому, протекающий через воздушные винты воздушный массовый поток не проходит также через двигатель. В этой связи, коэффициент двухконтурности для турбовинтовых двигателей описывает отношение воздушного массового потока воздушного винта и создаваемой потоком внутреннего контура тяговой мощности. Обычно это отношение располагается примерно от 10/1 до, иногда, 40/1. Этот факт указывает на относительно незначительный расход горючего турбовинтовыми двигателями. В то же время, однако, большинство находящихся сейчас в употреблении турбовинтовых двигателей подходят только для менее значительной высоты полета по сравнению с реактивными двигателями. Это является следствием того, что для предоставления их полной тяговой мощности они имеют более высокую воздушную пропускную способность, и поэтому, рассчитаны на более высокое атмосферное давление. Кроме того, в большинстве случаев, они не достигают той же тяговой мощности, как реактивные двигатели сравнимой величины, что ограничивает, следовательно, летные качества большинства турбовинтовых машин.

Самые эффективные турбовинтовые двигатели в истории - это советский HK-12МВ, который служит на украинских Антонов Ан-22 до сегодняшнего дня, а также EPI ТР400, который приводит в действие А400М. Оба двигателя делают возможными летные качества, которые сравнимы с таковыми имеющих реактивный привод самолетов средней дальности полета. В рекордных полетах другими турбовинтовыми самолетами также были достигнуты высоты полета 13000 м, что превосходит максимальную высоту полета многих имеющих реактивный привод самолетов средней дальности полета со сравнимым весом и сравнимой дальностью действия. Тем самым, турбовинтовые двигатели заслуживают серьезного внимания при рассмотрении конструкции, которая способна оперировать как в верхнем, так и в нижнем диапазонах скоростей.

В целях дальнейшей оптимизации этих двигателей, также и в данном случае может быть применена идея импульсной турбины. Такая конструкция обозначается как "Turboprop-Impulsturbinen-Triebwerk" (турбовинтовой двигатель с импульсной турбиной), коротко "двигатель TPI".

Принцип работы такого двигателя TPI при этом является подобным изложенному при описании двигателя IHT. Импульсная турбина размещена при этом внутри корпуса турбины в вертикальной направленности, приводится в действие массовым потоком, и приводит, наконец, в действие воздушный винт посредством многоступенчатой передачи.

На фиг.2 двигатель TPI представлен во фронтальной перспективе. В центре находится импульсная турбина, которая может быть приведена в действие массовым потоком горючего, который подведен посредством подводящей линии на верхнем краю. Там находится форсунка, которая подводит в турбину воздушно-топливную смесь. Воздушная масса может быть всосана посредством специального прямоточного воздушно-реактивного двигателя или же специальной турбины.

Отличительная черта двигателя TPI состоит в том, что воздушный поток и ось вращения импульсной турбины располагаются в одной ориентации. Поэтому плоскость вращения импульсной турбины расположена перпендикулярно направлению полета летательного аппарата. Для всосанной воздушной массы это означает, что она или же воздушно-топливная смесь могут быть подведены в импульсную турбину по дугообразному пути, с поворотом на 90°. Вследствие этого могут возникать потери на трение в массовом потоке, которые отсутствуют при прямолинейном ходе, как в двигателе IHT. При соответствующем выборе материала и широко выступающей дугообразной канальной направляющей, эти потери, тем не менее, являются весьма ограниченными.

В отличие от применяемых в настоящее время турбовинтовых двигателей, двигатель TPI не создает какого-либо потока внутреннего контура. Движущая сила создается, как и в летательном аппарате с поршневым двигателем, исключительно действием воздушного винта. Поэтому в двигателе TPI отсутствует создаваемый потоком внутреннего контура компонент движущей силы. При отношении примерно от 10/1 до, иногда, 40/1 эта недостача движущей силы составляет 2,5-10%. Однако это может быть компенсировано более высокой мощностью двигателя TPI, а также более высоким числом оборотов воздушного винта или же более длинными лопастями воздушного винта.

Высокие числа оборотов получаются из того обстоятельства, что в турбинах TPI радиусы, в большинстве случаев, являются меньшими, чем в двигателях IHT, в то время как в большинстве случаев требуемая мощность намного выше.

В качестве примера возможного применения в данном случае можно привести ТР400. В настоящее время он относится к самым мощным турбовинтовым двигателям и находит применение в Аэробусе А400М, военном транспортном самолете.

В этом двигателе впуск воздуха расположен на нижней стороне. В примере с двигателем TPI, присоединен прямоточный воздушно-реактивный двигатель, который направляет смешиваемую затем с горючим воздушную массу в импульсную турбину.

У EPI ТР400 диаметр составляет примерно 0,92 м. В этом случае для возможного радиуса г импульсной турбины получается, за вычетом нескольких сантиметров, например, r=0,452 м. Мощность ТР400 оценивается в 8000 л.с.в крейсерском полете, что является сравнимым с советским двигателем НК-12МВ. Последний развивает на высоте 36 100 футов 8000 л.с, и в целом, в спектре мощности легко превосходит ТР400.

В крейсерском полете А400М со стандартными двигателями ТР400 расходует примерно 4366 л/час. (Источник: https://defence.pk/pdf/threads/airbus-a400-m-detailed-analysis-including-pilot-reports.273682/; 20.10.2018, 15.45 Uhr). Это значение означает расход для каждого двигателя 1 091,5 л/час.

Теперь с помощью предоставленных данных является возможной оценка расхода горючего при использовании вместо этого двигателя TPI. Для этого, первоначально необходим расчет крутящего момента. В данном случае для скорости потока в импульсной турбине наивысшее возможное число оборотов принято:

В отличие от двигателя IHT, в двигателе TPI требуется применение передачи только с 2 ступенями, поскольку необходимое преобразование числа оборотов импульсной турбины к числу оборотов воздушного винта не является столь большим, как в двигателе IHT. В ТР400 максимальное число оборотов воздушного винта составляет 864,0 об/мин (Источник: https://www.easa.europa.eu/sites/default/files/dfu/TCDS_Е033_Issue%2006_1.0_0.pdf; 20.10.2018; 18.00 Uhr). Для передаточного отношения это означает передаточное отношение 4,71405 на каждой ступени:

Поэтому для преобразования числа оборотов импульсной турбины в число оборотов воздушного винта достаточной является 2-ступенчатая передача. Для коэффициента полезного действия передачи является действительным:

Для крутящего момента следует, наконец:

Необходимое усилие получено описанным ниже образом:

В этом случае для расхода горючего следует:

Экономия не выдерживает сравнения с таковой для двигателей IHT, однако она является замечательно большой. В показанном примере уменьшение до 850,57 л/час предоставляет сокращение примерно на 22% от первоначального значения. Это частично объясняется также тем обстоятельством, что в случае ТР400 речь идет о весьма высокопроизводительном двигателе - двигателе с низким удельным весом двигателя. Термин "удельный вес двигателя" описывает частное массы и мощности привода, средства передвижения, силовой установки или также человека или животного. В случае двигателя ТР400 это означает, что относительно высокую мощность создает "малый" двигатель. Термин "малый" означает, как показано, малый радиус импульсной турбины, и поэтому, также незначительную скорость потока.

В другом примере, украинском двигателе АИ-20, меньшая мощность создается в более крупном двигателе.

Под АИ-20 подразумевается украинский, прежде советский, двигатель, который был разработан в 1950-ые годы. В настоящее время он еще находит применение в самолетах, таких как Антонов Ан-12.

На нижней стороне двигателя виден воздухозаборник, который подводит воздушный поток во внутреннюю часть турбины. В случае двигателя TPI, на этом месте может быть размещена импульсная турбина.

Такой двигатель выдает примерно 2490 л.с. (=1832640 Вт) в крейсерском полете, и расходует при этом 653,625 л/час (Источник: http://www.motorsich.com/eng/products/aircraft/tr/ai-20/; 20.10.2018, 20.20 Uhr). По данным производителя, ширина корпуса двигателя составляет 0,842 м. Это означает радиус r=0,400 м для импульсной турбины. Для расчета расхода горючего в этой версии двигателя TPI, число оборотов в импульсной турбине вновь принято , а коэффициент полезного действия передачи - η_{передача} = 0,83815. Для крутящего момента следует, наконец:

Необходимое усилие получено описанным ниже образом:

Скорость потока v_s:

При привлечении коэффициента для расхода горючего действительным является:

Это значение стоит к первоначальному значению в отношении почти 1:2. С двигателем TPI Ан-12 может расходовать лишь 52% объема горючего для обеспечения возможности покрытия его нынешнего спектра мощности.

Реактивные двигатели с последней четверти 20-го столетия утвердили себя в качестве наиболее часто используемой приводной системы в воздушном сообщении. Как в гражданском, так и в военном секторе они в значительной степени заменили турбовинтовые двигатели. Они отличаются высокой экономичностью в верхнем диапазоне скоростей начиная от 0,6 Маха и, как правило, могут быть применены также в более высоких слоях атмосферы, нежели турбовинтовые двигатели. Поэтому их роль в воздушном сообщении приобретет в будущем, по всей вероятности, центральное значение. Реактивные двигатели, которые работают в дозвуковом диапазоне, за малым исключением, сконструированы таким образом, что часть всосанной воздушной массы минует центральную часть двигателя. Такие двигатели называют двухконтурными турбореактивными двигателями или турбовентиляторными двигателями.

Соответственно, омывающую воздушную массу называют "потоком внешнего контура" или также "потоком второго контура". Воздушную массу, которая проходит через центральную часть двигателя, называют "потоком внутреннего контура". Воздушные массы потока внутреннего контура и потока второго подвергаются ускорению посредством компрессорной ступени и создают при выходе направленное назад усилие, которое обеспечивает летательному аппарату движущую силу по принципу отдачи. В потоке внутреннего контура воздушная масса совместно с воспламененным горючим подвергается нагреву и ускорению, в потоке внешнего контура воздушная масса лишь сжимается и ускоряется. Для этого, турбина в центральной части двигателя приводит в действие турбинные лопатки в области низкого давления, которые находятся на передней стороне двигателя. В настоящее время при конструировании реактивных двигателей зачастую стремятся к высоким степеням двухконтурности. Сравнительно с турбовинтовыми двигателями, для которых такая "степень" превышает 10/1, высокие степени двухконтурности означают, что большая часть создаваемой тяги образована сжатым и ускоренным воздухом. Чем больше эта часть, тем менее значительно часть проходящего горючего в потоке внутреннего контура, и тем самым, сопряженный расход горючего также является незначительным, менее значительным, чем в одноконтурном двигателе, где вся воздушная масса проходит через двигатель как поток внутреннего контура, и вся сила тяги создается воздушно-топливной смесью. Современные двигатели, такие как Rolls-Royce Trent XWB достигают степени двухконтурности до 9,6/1.

Двигатели IRS, которые выполнены как реактивные двигатели, обозначаются как "Strahlturbinen-Impuls-Triebwerke" (импульсные двигатели с реактивной турбиной) коротко "двигатели STI". Они отличаются отсутствием потока внутреннего контура. Сила тяги двигателя создается лишь посредством ускорения "потока внешнего контура". В центральной части двигателя расположена импульсная турбина, которая приводит в действие вентилятор. При этом плоскость вращения расположена перпендикулярно направлению течения воздушных масс в двигателе и, таким образом, также перпендикулярно направлению движущей силы летательного аппарата. Поэтому, так же как в двигателе TPI, массовый поток в импульсной турбине и воздушный массовый поток в кожухе двигателя герметично экранированы друг от друга. Для создания массового потока в импульсной турбине служит прямоточный воздушно-реактивный двигатель, посредством которого воздух может быть всосан, ускорен и, наконец, направлен, в смеси с горючим, в турбину. Воздухозаборник для этого воздушного потока может находиться во втулке двигателя или же в другом благоприятном месте на летательном аппарате.

На фиг.3 представлен эскиз двигателя STI во фронтальной перспективе. В центре изображения представлена импульсная турбина, которая приводится во вращение подводимым сверху массовым расходом. Посредством вала и, при необходимости, промежуточной передачи может быть приведена в действие турбина низкого давления ее лопатки схематически представлены в виде венца вокруг импульсной турбины. Область за турбиной низкого давления представляет собой камеру кожуха двигателя. В ней проходящая воздушная масса ускоряется, а затем, извергается из задней стороны двигателя для создания тягового усилия. При этом массовый поток воздушно-топливной смеси, который приводит в действие импульсную турбину в центральной части двигателя, герметично экранирован от воздушной массы, которая проходит через камеру кожуха двигателя. Является возможным, что отработанный воздух "потока внутреннего контура" извергается из двигателя в качестве дополнительного массового потока и обеспечивает создание дополнительной силы тяги. Тем не менее, при расчете мощности двигателя это не учитывается, поскольку окончательная конструкция такого двигателя STI еще не является полностью ясной. При условии, что "поток внутреннего контура" не используется в качестве силы тяги, принцип работы двигателя STI является сравнимым с принципом работы двигателя TPI. В этом случае сила тяги всего двигателя может быть произведена исключительно воздушной массой, которая направлена через камеру кожуха двигателя. Для расчета мощности такого двигателя STI имеют значение скорость потока внешнего контура и произведенная тяга двигателя. В отличие от двигателей вертолетов и турбовинтовых двигателей, реактивные двигатели, как правило, ранжированы по их силе тяги.

При конструировании двигателя STI следует обращать внимание на то, что отношение радиуса импульсной турбины к таковому турбины низкого давления имеет определяющее значение для мощности двигателя и расхода горючего. Чем больше турбина низкого давления, тем большая воздушная масса может быть пропущена через двигатель при неизменной скорости протекания, и тем большая сила тяги может быть создана. С другой стороны, это означает, в том случае, если радиус всей конструкции двигателя не был увеличен, радиус импульсной турбины в центральной части двигателя может быть уменьшен. Тем не менее, менее значительный радиус импульсных турбин при неизменной мощности приводит к увеличению потребности в энергии, и вместе с тем, к увеличению потребности в горючем. Поэтому отношение обоих радиусов друг к другу должно быть отдельно задано для каждого двигателя. Оно зависит от размеров двигателя и требуемой силы тяги.

В целом, было выявлено, что высокая скорость потока в кожухе двигателя приводит к незначительной потребности в воздушной массе для создания заданной силы тяги. Посредством конической формы двигателя скорость потока может быть почти бесступенчатым образом увеличена до заданного значения. Теоретически, это значение может быть увеличено до характерного для обычных ракетных двигателей уровня примерно в 3 000,0 м/с.Для достижения лучшей сопоставимости с обычными коммерчески применяемыми двигателями, достаточным является на этом этапе "увеличение" скорости истечения воздушного потока из двигателя до сравнимого значения.

Примером с относительно высокой скоростью протекания воздушной массы является советский двигатель Д-20П (см. стр. и последующие страницы). Его скорость протекания, в то же время, его скорость истечения составляет

Другим примером является двигатель IAE V2533-A5, который в настоящее время применяют на Airbus А321. (Источник: http://www.jet-engine.net/civtfspec.html: 24.10.2018, 20:30 Uhr). Его скорость истечения составляет:

Тем же способом могут быть рассчитаны для других двигателей также и скорости протекания.

Ввиду того обстоятельства, что для каждого двигателя получается другое оптимальное отношение этих двух радиусов, что также оказывает воздействие на скорость протекания, скорость указана в данном случае в качестве примера. Скорость истечения при умножении на силу тяги дает в итоге мощность двигателя. Это произведение может быть подставлено в формулу для расчета мощности (см. стр. 17):

Для скорости следует отметить: она отличается от двигателя к двигателю и зависит от силы тяги и воздушной пропускной способности соответствующего двигателя. Поэтому действительно необходимое усилие F, которое должно быть произведено импульсной турбиной, должно быть откорректировано с помощью коэффициента

Длина радиуса импульсной турбины определяет то, какая формула должна быть наиболее целесообразно применена для расчета расхода горючего (см. стр. 17). Если он превышает 0,779 м, в качестве базового значения для расчета применяют скорость потока Если радиус меньше 0,779 м, в качестве базового значения для расчета применяют число оборотов

Сначала расчет производят при использовании скорости потока v_s:

Особенностью двигателей STI является применение передачи для уменьшения числа оборотов импульсных турбин до числа оборотов турбины низкого давления. Поскольку число оборотов турбины низкого давления является относительно высоким по сравнению с таковым несущего винта вертолета или воздушного винта турбовинтового самолета, может быть принято, что достаточной является 1-ступенчатая передача. Например, число оборотов турбины низкого давления в двигателе CFM LEAP-1А составляет 3894 1/мин = 64,9 1/с (Источник: https://www.easa.europa.eu/sites/default/files/dfu/EASA%20E110%20TCDS%20Issue%207%20LEAP-1A-1C.pdf; 25.10.2018, 10:25 Uhr). Тем самым для коэффициента полезного действия передачи получается:

Для усилия F это означает:

Для расхода горючего может быть обнаружено:

Таким образом, при условии принятия скорости потока v_s в качестве постоянной величины, может быть обнаружен расход горючего в зависимости от требуемой силы тяги.

Поскольку для реактивных двигателей следует исходить из того, что, вследствие незначительных размеров двигателей, радиус импульсной турбины в большинстве случаев является менее значительным, чем 0,779 м, в данном случае следует производить расчет расхода горючего, в котором в качестве постоянной величины принято число оборотов

Таким образом, при условии принятия числа оборотов в качестве постоянной величины, может быть обнаружен расход горючего в зависимости от требуемой силы тяги в соотношении к радиусу г импульсной турбины.

Согласно этой общей расчетной формуле, двигатель STI, который развивает при скорости протекания v протекание =288,0 м/с силу тяги 26000 Н и имеет радиус импульсной турбины r=0,30 м, расходует примерно 2 248,0 л/час керосина. Такой двигатель соответствует, например, спектру мощности обычного двигателя А320, однако отчетливо превосходит его по расходу.

Из этого расчета очевидно, что для экономии на расходе топлива пригодным является двигатель STI только с длиной радиуса более r=0,45 м. Двигатель STI с силой тяги 26000 Н и v протекание =288,0 м/с при наделении его радиусом r=0,48 м, может расходовать только лишь 878,0 л/час. Тем не менее, в этом случае затруднено конструктивное выполнение двигателя, поскольку увеличение радиуса импульсной турбины влечет за собой уменьшение объема камеры кожуха двигателя при условии сохранения внешних размеров двигателя. В зависимости от соответствующего двигателя, длина радиуса, таким образом, ограничена заданными габаритами.

Напротив, в широкофюзеляжных самолетах, таких как, например А330, может быть достигнута относительно хорошая экономия. Двигатель Pratt & Wittney PW4168, например, обладает диаметром вентилятора примерно 2,5 м. (Источник: http://www.jet-engine.net/civtfspec.html; 25.10.2018, 23:20 Uhr). Вследствие этого, является возможным выделение в центральной части двигателя 1,5 м в качестве диаметра импульсной турбины. Наконец, это дает в итоге радиус r=0,70 м с учетом кожуха импульсной турбины. Двигатель А330 производства Rolls-Royce, так называемый Trent 772-60, выдает в крейсерском полете примерно 51 172 Н. В этом случае расход составляет 3684 л/час (Источник: http://www.jet-engine.net/civtfspec.html; 25.10.2018, 23:20 Uhr). После применения вышеприведенной формулы получаем:

Скорость протекания v протекание может быть выведена по существующим данным: Trent 772-60 В создает максимальную силу тяги 316 376,596 Н и имеет массовый расход воздуха 897,191379 кг/с.(Источник: http://www.jet-engine, net/civtfspec.html; 25.10.2018, 23:38 Uhr). Тем самым, может быть обнаружена скорость протекания в оригинальном двигателе:

Для обнаружения того, насколько в этом случае может быть увеличена скорость протекания в двигателе STI, следует найти отношение проходных площадей турбинных входов. Для Trent 772-60 эта площадь представлена полной площадью турбины низкого давления, в то время как для двигателя STI - в расчете может быть учтена только та площадь, которая направляет воздушный поток в камеру кожуха двигателя. С этой целью, для двигателя STI рассчитывают площадь турбинного входа за вычетом торцовой поверхности центральной части двигателя. При этом центральная часть двигателя имеет диаметр 1,5 м. Следует:

Таким образом, наконец, для скорости является действительным:

Вследствие этого, теперь может быть обнаружен расход горючего для двигателя STI:

Это соответствует расходу:

По сравнению с обычными Trent 772-60, расход двигателя STI с тем же спектром мощности составляет примерно 40%. Для самолетов сравнимой величины и со сравнимыми двигателями, таких как Boeing 787, Boeing 777 или А350, следует исходить из сходных возможностей экономии. Напротив, для двигателей с относительно незначительными размерами, которые применяют, например, в А340 или в Boeing 757, двигатели STI плохо подходят в качестве замены.

Краткое описание чертежей

Фиг. 1 схематически показывает двигатель с несущим винтом в качестве движителя.

Фиг. 2 схематически показывает двигатель с воздушным винтом в качестве движителя.

Фиг. 3 схематически показывает двигатель со вторым реактивным двигателем в качестве движителя. Подробное описание чертежей

Фиг. 1 схематически показывает двигатель с несущим винтом (лопастями 13 винта) в качестве движителя, прежде всего, для вертолета. Чертеж представляет вид сверху, на котором элементы, которые представлены в различных плоскостях, показаны совместно. При этом применены два первых реактивных двигателя 3, массовый поток 5 которых может быть направлен через входную область 9 для массового потока первого реактивного двигателя на лопатки импульсной турбины 1 и может приводить ее во вращение. Это вращение может быть передано на вал или же ось 7 вращения, и оттуда, далее на несущий винт, лопасти 13 винта которого, предпочтительно, сидят на том же валу 7.

Массовый поток газа может быть выведен посредством выхлопного отверстия 11. При этом импульсная турбина 1 расположена в плоскости 2 вращения импульсной турбины.

Принципиально похожая конструкция представлена на фиг.2, причем в данном случае вместо несущего винта приводятся в действие лопасти 15 воздушного винта, которые, предпочтительно, сидят на одном с лопатками импульсной турбины валу 7.

Фиг. 3 показывает конструкцию со вторым реактивным двигателем в качестве движителя, в которой массовый поток 5 первого реактивного двигателя может быть проведен через входную область для массового потока 9, и подведен на импульсную турбину 1. Вращение импульсной турбины 1 может быть передано посредством вала 7 на вентилятор второго реактивного двигателя.

Список ссылочных обозначений:

1 импульсная турбина

2 плоскость вращения импульсной турбины

3 первый реактивный двигатель 5 массовый поток

7 вал/ось вращения

9 входная область для массового потока первого реактивного двигателя

11 выхлопное отверстие

13 лопасть несущего винта

15 лопасть воздушного винта

17 вентилятор второго реактивного двигателя

В одном своем аспекте изобретение относится к двигателю для летательного аппарата или рельсового транспортного средства с реактивным двигателем, который приводит в действие импульсную турбину. В свою очередь, импульсная турбина непосредственно приводит в действие приводной узел для создания движущей силы летательного аппарата или рельсового транспортного средства. Силовая установка для летательного аппарата или рельсового транспортного средства включает в себя: по меньшей мере один содержащий газовую турбину реактивный двигатель для создания массового потока газа, по меньшей мере одну импульсную турбину, соединенную с валом и имеющую лопатки, по меньшей мере один движитель для создания движущей силы летательного аппарата или рельсового транспортного средства. Содержащий газовую турбину реактивный двигатель обеспечивает создание массового потока газа, направляемого на лопатки импульсной турбины в пределах плоскости ее вращения, причем для привода движителя посредством импульсной турбины вал импульсной турбины находится в соединении с движителем. Целью изобретения является создание силовой установки, которая функционировала бы с особыми эффективностью и ресурсосбережением и имела бы при этом либо хорошую, либо улучшенную мощность. 13 з.п. ф-лы, 3 ил.

1. Силовая установка для летательного аппарата или рельсового транспортного средства, включающая в себя:

- по меньшей мере один содержащий газовую турбину реактивный двигатель (3) для создания массового потока газа,

- по меньшей мере одну импульсную турбину (1), соединенную с валом (7) и имеющую лопатки,

- по меньшей мере один движитель для создания движущей силы летательного аппарата или рельсового транспортного средства,

отличающаяся тем, что содержащий газовую турбину реактивный двигатель (3) обеспечивает создание массового потока (5) газа, направляемого на лопатки импульсной турбины (1) в пределах плоскости (2) ее вращения, причем для привода движителя посредством импульсной турбины (1) вал (7) импульсной турбины (1) находится в соединении с движителем.

2. Силовая установка по п. 1, отличающаяся тем, что лопатки импульсной турбины (1) выполнены для передачи импульса массового потока газа, который имеет направление по существу в пределах плоскости (2) вращения импульсной турбины (1).

3. Силовая установка по одному из предшествующих пунктов, отличающаяся тем, что лопатки имеют поверхность, по существу перпендикулярную плоскости (2) вращения импульсной турбины (1).

4. Силовая установка по одному из предшествующих пунктов, отличающаяся тем, что реактивный двигатель (3) расположен в плоскости, параллельной плоскости (2) вращения импульсной турбины (1), или в пределах плоскости (2) вращения импульсной турбины (1).

5. Силовая установка по одному из предшествующих пунктов, отличающаяся тем, что вал (7) импульсной турбины (1) непосредственно соединен с валом движителя.

6. Силовая установка по одному из пп. 1-4, отличающаяся тем, что вал (7) импульсной турбины (1) соединен с валом движителя посредством передачи, прежде всего прямозубой цилиндрической зубчатой передачи и/или многоступенчатой передачи.

7. Силовая установка по одному из предшествующих пунктов, отличающаяся тем, что импульсная турбина (1) расположена в турбинной камере, которая имеет по меньшей мере одну входную область (9) для ввода массового потока газа, создаваемого реактивным двигателем (3), и по меньшей мере одно выхлопное отверстие (11) и которая предпочтительно выполнена для эффективного направления массового потока (5) газа на лопатки импульсной турбины (1).

8. Силовая установка по одному из предшествующих пунктов, отличающаяся тем, что она предназначена для вертолета, а в качестве движителя она содержит несущий винт и/или воздушный винт, приводимый во вращение импульсной турбиной (1), причем:

- плоскость (2) вращения импульсной турбины (1) расположена параллельно плоскости вращения несущего винта и/или воздушного винта, и

- импульсная турбина (1) и несущий винт и/или воздушный винт имеют общую ось вращения.

9. Силовая установка по п. 8, отличающаяся тем, что реактивный двигатель (3) расположен в плоскости, параллельной плоскости (2) вращения импульсной турбины (1), или в пределах плоскости (2) вращения импульсной турбины (1).

10. Силовая установка по одному из предшествующих пунктов, отличающаяся тем, что она включает в себя турбовинтовой двигатель, а в качестве движителя она содержит воздушный винт, приводимый во вращение импульсной турбиной (1), причем:

- плоскость (2) вращения импульсной турбины (1) расположена параллельно плоскости вращения воздушного винта,

- импульсная турбина (1) и воздушный винт имеют общую ось вращения, и

- реактивный двигатель (3) предпочтительно расположен в направлении полета в плоскости, перпендикулярной плоскости (2) вращения импульсной турбины (1), а турбинная камера выполнена для отклонения массового потока (5) газа таким образом, чтобы направлять его на лопатки импульсной турбины (1) в пределах плоскости (2) ее вращения.

11. Силовая установка по одному из предшествующих пунктов, отличающаяся тем, что в качестве движителя она содержит заключенный в кожух вентилятор (17), приводимый во вращение импульсной турбиной (1), причем:

- плоскость (2) вращения импульсной турбины (1) расположена параллельно плоскости вращения вентилятора (17),

- импульсная турбина (1) и вентилятор (17) имеют общую ось вращения, и

- реактивный двигатель (3) предпочтительно расположен в направлении полета в плоскости, перпендикулярной плоскости (2) вращения импульсной турбины (1), а турбинная камера выполнена для отклонения массового потока (5) газа таким образом, чтобы направлять его на лопатки импульсной турбины (1) в пределах плоскости (2) ее вращения.

12. Силовая установка по п. 10 или 11, отличающаяся тем, что турбинная камера включает в себя дугообразный отклонитель массового потока газа.

13. Силовая установка по п. 11 или 12, отличающаяся тем, что турбинная камера расположена в пределах кожуха вентилятора и выполнена для герметичного отделения массового потока (5) газа от потока текучей среды в пределах вентилятора.

14. Силовая установка по одному из пп. 11-13, отличающаяся тем, что она включает в себя воздухозаборник, предназначенный для подачи воздуха в реактивный двигатель (3) и расположенный на втулке вентилятора.