Результат интеллектуальной деятельности: СИЛОВАЯ УСТАНОВКА САМОЛЕТА

Изобретение относится к газотурбинным силовым установкам пассажирских и грузовых самолетов.

Известна силовая установка, включающая в себя установленный на крыле самолета с помощью пилона газотурбинный двигатель с воздухозаборником и мотогондолой, (патент RU №2411389).

Недостатком известной конструкции является ухудшение ее экономичности при применении сверхвысоких степеней двухконтурности m>12, так как увеличение диаметра вентилятора газотурбинного двигателя, способствующее повышению степени двухконтурности двигателя и улучшению его экономичности, ограничено нарастанием внешнего сопротивления гондолы и расстоянием между поверхностью земли и крылом самолета, увеличение которого требует увеличения высоты шасси самолета с соответствующим повышением массы самолета и увеличением потребного расхода топлива.

Наиболее близкой к заявляемой является силовая установка самолета, состоящая из мотогондолы с воздухозаборником и каналом наружного контура, а также из газотурбинного двигателя, состоящего из последовательно расположенных вентилятора, двух газогенераторов и соединенной валом с вентилятором турбины привода вентилятора, причем газогенераторы расположены с внешней стороны от вала, (патент RU №2371598).

Недостатком известной конструкции, принятой за прототип, является ее повышенные осевые габариты из-за расположения газогенераторов между вентилятором и турбиной, а также снижение экономичности из-за неравномерности потока газа, поступающего из газогенераторов на турбину привода вентилятора. Также недостатком является повышенный вес турбины привода вентилятора при сверхвысоких степенях двухконтурности m=15…25 газотурбинного двигателя, а также повышенное аэродинамическое сопротивление мотогондолы при этих степенях двухконтурности, что ограничивает применение газотурбинных двигателей с закапотированным вентилятором для этих степеней двухконтурности, так как улучшение топливной экономичности двигателя за счет повышения степени его двухконтурности «съедается» увеличением аэродинамического сопротивления мотогондолы и увеличением массы силовой установки..

Техническая задача, решаемая изобретением, заключается в снижении осевых габаритов и веса силовой установки, в повышении ее экономичности за счет снижения аэродинамического сопротивления силовой установки и самолета, а также в повышении эксплуатационной технологичности и ремонтопригодности силовой установки.

Сущность технического решения заключается в том, что в силовой установке самолета, содержащей два газогенератора с мотогондолой, воздухозаборник, вентилятор и сопло с каналом наружного контура, СОГЛАСНО ИЗОБРЕТЕНИЮ, воздухозаборник выполнен с сужающимся к вентилятору центральным телом, а газогенераторы с силовыми турбинами расположены в мотогондоле с внешней стороны от вентилятора, при этом каждая из силовых турбин газогенератора соединена с валом вентилятора двухступенчатым двухпоточным редуктором с коническими шестернями и с параллельными передачами в виде торсионных податливых в окружном направлении валов, а газовые каналы газогенераторов на выходе соединены с каналом наружного контура сопла, при этом сопло выполнено с подвижным в осевом направлении центральным телом, на котором установлены створки реверсивного устройства, причем D_ц=D_ф, где: D_ц - диаметр центрального тела воздухозаборника в месте его стыковки с фюзеляжем самолета, D_ф - диаметр фюзеляжа самолета в месте его стыковки с центральным телом воздухозаборника силовой установки.

Выполнение воздухозаборника с сужающимся к вентилятору центральным телом и с диаметром центрального тела в месте стыковки с фюзеляжем самолета равным диаметру фюзеляжа самолета в месте этой стыковки, позволяет при минимальных гидравлических потерях в воздухозаборнике разместить силовую установку с вентилятором увеличенного диаметра за фюзеляжем самолета, в «тени» фюзеляжа, что позволяет повысить экономичность силовой установки и самолета как за счет снижения аэродинамического сопротивления мотогондолы силовой установки, так и за счет отсоса пограничного слоя с фюзеляжа самолета.

Расположение газогенераторов с силовыми турбинами в мотогондоле, с внешней стороны от вентилятора, позволяет минимизировать осевые габариты силовой установки и снизить скорость потока воздуха в канале наружного контура с соответствующим снижением гидравлических потерь и повышением экономичности силовой установки. Также повышается эксплуатационная технологичность и ремонтопригодность силовой установки из-за улучшения доступа к газогенераторам, расположенным в мотогондоле.

Соединение каждой из силовых турбин газогенераторов с валом вентилятора двухпоточным двухступенчатым редуктором с коническими шестернями и с параллельными передачами в виде торсионных, податливых в окружном направлении валов, позволяет уменьшить число ступеней силовых турбин и обеспечить оптимальную для получения максимального КПД окружную скорость рабочих лопаток вентилятора при приемлемых нагрузках на зуб в конических шестернях. Податливые в окружном направлении торсионные валы позволяют уравнять между собой крутящие моменты в параллельных передачах, не допуская таким образом излишних нагрузок на зуб в конических шестернях.

Соединение газовых каналов газогенераторов на выходе с каналом наружного контура сопла позволяет снизить уровень шума газогенератора на выходе, а также повысить экономичность силовой установки за счет смешения потока газа из генератора и потока воздуха из вентилятора.

Выполнение сопла силовой установки с подвижным в осевом направлении центральным телом позволяет регулировать по режимам проходную площадь выходного сопла, что способствует повышению экономичности силовой установки и снижению температуры газа перед турбинами газогенераторов на взлетном режиме.

Установка створок реверсивного устройства на центральном теле сопла позволяет эффективно реверсировать тягу силовой установки при торможении самолета. Такое расположение реверсивного устройства не требует увеличения диаметральных и осевых размеров силовой установки.

При D_ц>D_ф и при D_ц<D_ф - ухудшается экономичность силовой установки из-за гидравлических потерь в воздухозаборнике.

На фиг.1, 2 - изображены силовые установки на самолетах различных конструкций.

На фиг.3 - элемент I на фиг.1 в увеличенном виде.

На фиг.4 - элемент II на фиг.3 в увеличенном виде.

На фиг.5 - элемент III на фиг 3 в увеличенном виде.

Силовая установка 1 самолета 2 состоит из вентилятора 3, установленного с задней стороны 4 по оси 5 фюзеляжа 6 самолета 2, а также из двух газогенераторов 7, расположенных с внешней стороны от вентилятора 3 в мотогондоле 8 установки 1. Воздухозаборник 9 установки 1 выполнен с сужающимся к вентилятору 3 центральным телом 10, с помощью которого по поверхности 11 установка 1 крепится к фюзеляжу 6 самолета 2. Для исключения уступов и дополнительных гидравлических потерь диаметр D_ц центрального тела 10 по поверхности 11 выполнен равным диаметру D_ф фюзеляжа 6 самолета 2. Мотогондола 8 установки 1 крепится к центральному телу 10 воздухозаборника 9 с помощью радиальных стоек 12, которые также служат для выравнивания воздушного потока 13, поступающего на вход в вентилятор 3, т.е. стойки 12 работают как входной спрямляющий аппарат вентилятора 3.

Каждый из газогенераторов 7 состоит из воздухозаборника 14, совмещенного с воздухозаборником 9 силовой установки 1, а также из компрессора низкого давления 15, компрессора высокого давления 16, камеры сгорания 17, турбины высокого давления 18, турбины низкого давления 19 и силовой свободной турбины 20. Газовый тракт 21 газогенератора 7 на выходе из турбины 20 через сопло 22 соединен с каналом наружного контура 23 за вентилятором 3.

Каждая из силовых свободных турбин 20 соединена с валом 24 вентилятора 3 двухступенчатым двухпоточным коническим редуктором 25, состоящим из двух соединенных с валом 26 силовой турбины 20 ведущих конических шестерен 27 и 28, а также ведомых конических шестерен 29 и 30 первой ступени редуктора, ведущих конических шестерен 31 и 32 и ведомых конических шестерен 33 и 34 второй ступени.

Вал 26 силовой турбины 20 соединен с ведущей конической шестерней 28 податливым в окружном направлении торсионным валом 35, шестерни 29 и 30 соединены с шестернями 31 и 32 параллельными между собой торсионными валами 36 и 37, а ведомая шестерня 34 соединена с валом 24 вентилятора 3 торсионным валом 38. Валики 36 и 37, перпендикулярные оси 39 вентилятора 3, расположены в стойках 40, размещенных в канале наружного контура 23. Стойки 40 могут быть выполнены в виде лопаток спрямляющего аппарата вентилятора 3.

Сопло 41 силовой установки 1 выполнено с подвижным в осевом направлении центральным телом 42, что позволяет регулировать проходную площадь сопла F_c по режимам работы силовой установки 1: в положении 43 проходная площадь F_c минимальна, а в положении 44 проходная площадь F_c максимальна.

На центральном теле 42 сопла 41 установлены створки 45 реверсивного устройства 46, которые в положении 47 создают обратную тягу силовой установки 1.

Работает данное устройство следующим образом.

При работе силовой установки 1 за счет отсоса пограничного слоя с внешней поверхности фюзеляжа 6 улучшается экономичность самолета 2 в целом. Размещение установки 1 за фюзеляжем 6 позволяет при минимальном аэродинамическом сопротивлении мотогондолы 8 выполнить силовую установку 1 со сверхвысокой степенью двухконтурности m=20…25, что повышает ее экономичность.

Замена силовой установки 1 на самолете 2 осуществляется путем отстыковки установки 1 по поверхности 11 центрального тела 10 вентилятора 3, что существенно снижает время замены силовой установки.