×
15.03.2020
220.018.0c8a

Авиационная силовая установка

Вид РИД

Изобретение

Юридическая информация Свернуть Развернуть
Краткое описание РИД Свернуть Развернуть
Аннотация: Изобретение относится к области авиационного двигателестроения, а конкретно к авиационным силовым установкам широкофюзеляжных самолетов с высокой скоростью полета. Установка состоит из осесимметричного корпуса (1), прикрепленного к торцевой поверхности фюзеляжа (2) центральной и обтекаемыми пластинами (3, 4) соответственно, включающего две кольцевые обечайки (5, 6) контура основного потока воздуха (7) и тракта пограничного слоя фюзеляжа (8). В тракте (8) установлены воздухозаборник (9), вентилятор (10) и сопло (11). В контуре (7) установлены кольцевой воздухозаборник (12), вентилятор (13) и сопло (14). Газогенераторный контур (15) расположен за корневыми частями лопаток вентилятора (13) и включает турбокомпрессор (16), четырехтактные поршневые газогенераторы (17), каждый снабжен двумя оппозитными рабочими поршнями. Каждые несколько пар газогенераторов (17) взаимодействуют с гидравлическими двигателями (18) и радиальными валами (19), газогенераторы (17) и гидравлические двигатели (18) осесимметрично расположены на наружной поверхности контура основного потока воздуха (7). За вентилятором (13) расположены полые лопатки (20), через которые воздух от турбокомпрессора (16) и горячий газ от поршневых газогенераторов (17) поступает туда и обратно к турбине (21) и далее к соплу (22). Центральный вал (23) вентиляторов (10, 13) тракта пограничного слоя фюзеляжа (8) и контура основного потока (7) воздуха соответственно и турбины (20) связан планетарным редуктором (24) и коническим редуктором (25) с радиальными валами (19) гидравлических двигателей (18). Технический результат, на достижение которого направлено предлагаемое изобретение, заключается в увеличении дальности, скорости полета самолета и увеличении полезной нагрузки. 2 з.п. ф-лы, 1 ил.
Реферат Свернуть Развернуть

Изобретение относится к области авиационного двигателестроения, а конкретно к авиационным силовым установкам широкофюзеляжных самолетов с высокой скоростью полета.

Известен ТРДД смешанного цикла (Немецкий проектный институт BauhausLuftfahrt, Aviation Week) с поршневыми газогенераторами рядного исполнения с двумя коленчатыми валами, расположенными параллельно оси двигателя, где каждый коленчатый вал взаимодействует с двумя рядами расположенных на периферии оси двигателя под углами друг к другу рядов поршневых цилиндров. Шестерни коленчатых валов передают крутящий момент центральному валу турбокомпрессора и турбины и далее через планетарный редуктор вентилятору. Преимуществом данного двигателя является то, что высокие степени повышения давления и температура в камере поршневого газогенератора обеспечивают высокий КПД термодинамического цикла без использования дорогих технологий производства турбинных лопаток каскада высокого давления. Недостатками данного двигателя является то, что плохо заполняется центральный объем корпуса двигателя и периферийное пространство поршневыми рабочими цилиндрами, что потребует для увеличения пропускной способности объемного поршневого устройства увеличения степени повышения давления турбокомпрессора.

Известен ТРДД с кольцевым воздухозаборником на конце широкой части фюзеляжа, за которым расположен вентилятор с приводом через планетарный редуктор от турбореактивного двигателя (Немецкий проектный институт BauhausLuftfahrt, AviationWeek). Преимуществом данного двигателя является то, что для создания тяги двигателя на входе в вентилятор используется толщина пограничного слоя, полученная при обтекании внешним потоком всего фюзеляжа. В результате снижаются затраты энергии на получение заданной тяги двигателя. Недостатками данного двигателя является то, что длина газогенератора привода вентилятора вместе со своим заборным патрубком значительно увеличивает длину самолета. Другим недостатком является то, что на самолете используются и другие обычные двигатели. Это снижает эффективность крыльев, на которых они установлены.

Известен ТРД (Сравнительный анализ параметров и характеристик различных схем силовой установки с дополнительным выносным вентилятором, НАУКА и ОБРАЗОВАНИЕ, Инженерное образование #12, декабрь 2012, авторов Эзрохи Ю.А. и др) с двумя двухконтурными двигателями на пилонах с отбором части мощности на установленные внутри и конце фюзеляжа специальные устройства, заканчивающими двумя винтовентиляторами противоположного вращения. Преимуществом данного двигателя является то, что для создания тяги двигателя на входе в вентилятор используется толщина пограничного слоя, полученная при обтекании внешним потоком всего фюзеляжа. Недостатком является большая длина перехода к малому диаметру вентилятора и усложнение конструкции из-за того, что для получения тяги на самолете в пилонах используются дополнительные вентиляторы и редукторы.

За прототип силовой установки принято устройство, описанное в патенте RU №2578760 С2, МПК F02B 71/04, опуб. 27.03.2016. Силовая установка состоит из кольцевых рядов двухтактных поршневых газогенераторов продольного расположения, турбокомпрессора и турбины с выходным соплом. Шестерни радиальных валов передают крутящий момент от пластинчатых гидравлических двигателей центральному валу двигателей и далее через редуктор центральному валу фюзеляжа и на его конце двум винтам разного вращения. Преимуществом данного двигателя является то, что высокие степени повышения давления и температура в камере сгорания поршневого газогенератора обеспечивают высокий КПД термодинамического цикла без использования дорогих технологий производства турбинных лопаток каскада высокого давления. Упрощается конструкция движителя за счет объединения всех винтов с редукторами и повышается его КПД. Недостатками данного двигателя является то, что заполняемый центральный объем корпуса подвесных двигателей увеличивает поперечные габариты двигателя. Наличие вторых поршней в каждом газогенераторе увеличивает его объемные габариты, не позволяя повысить число циклов в минуту рабочих цилиндров. Так как эпюра входных скоростей перед винтами состоит из участка с резким изменением скоростей в пограничном слое и одинаковых скоростей во внешнем потоке, то могут возникнуть сложности при проектировании и изготовлении винтов. Сохраняется большая длина плавного уменьшения диаметров конца фюзеляжа перед винтами.

Технической проблемой, на решение которой направлено предлагаемое изобретение является создание авиационной силовой установки повышенной эффективности и снижение массы - ее и самолета.

Технический результат, на достижение которого направлено предлагаемое изобретение, заключается в увеличении дальности, скорости полета самолета и увеличении полезной нагрузки.

Технический результат достигается тем, что в авиационной силовой установке, содержащей осесимметричный корпус с установленными в нем газогенераторным контуром, включающим в себя воздухозаборник, турбокомпрессор, соединенный центральным валом с турбиной на выхлопных газах расположенных осесимметрично гидравлических поршневых газогенераторов, каждый снабжен двумя оппозитными рабочими поршнями, гидравлические двигатели поршневых газогенераторов - один на несколько пар гидравлических поршневых газогенераторов, расположенных вдоль осевой линии силовой установки и механически связанных радиальными валами гидравлических двигателей и коническими шестернями с центральным валом, сопло за турбиной новым является то, что корпус авиационной силовой установки, включает в себя две кольцевые обечайки - контура основного потока воздуха и тракта пограничного слоя фюзеляжа, в контуре основного потока воздуха и тракта пограничного слоя фюзеляжа установлены закрепленные на центральном валу вентиляторы основного потока воздуха и пограничного слоя фюзеляжа соответственно, газогенераторный контур расположен за корневыми частями лопаток вентилятора контура основного потока воздуха, четырехтактные поршневые газогенераторы и гидравлические двигатели расположены в конце силовой установки между стенками контура основного потока воздуха и тракта пограничного слоя фюзеляжа, а радиальные валы гидравлических двигателей связаны с центральным валом вентиляторов, турбокомпрессора и турбины при помощи планетарного и конического редукторов.

Кольцевые обечайки - контура основного, потока воздуха и тракта пограничного слоя фюзеляжа, имеют центральную и обтекаемые пластины для крепления к торцевой поверхности фюзеляжа.

Валы вентиляторов соединены при помощи планетарного мультипликатора.

Предлагаемая авиационная силовая установка приведена на чертеже. Авиационная силовая установка состоит из осесимметричного корпуса 1, прикрепленного к торцевой поверхности фюзеляжа 2 центральной и обтекаемыми пластинами 3, 4 соответственно, включающим в себя две кольцевые обечайки 5, 6 контура основного потока воздуха 7 и тракта пограничного слоя фюзеляжа 8. В тракте пограничного слоя фюзеляжа 2 установлены кольцевой воздухозаборник 9, вентилятор 10 и сопло 11. В контуре основного потока воздуха установлены друг за другом кольцевой воздухозаборник 12, вентилятор основного потока воздуха 13 и сопло 14. Газогенераторный контур 15 расположен за корневыми частями лопаток вентилятора контура основного потока воздуха 13 и включает в себя турбокомпрессор 16, четырехтактные поршневые газогенераторы 17, каждый снабжен двумя оппозитными рабочими поршнями. Каждые несколько пар четырехтактных поршневых газогенераторов 17 взаимодействуют с гидравлическими двигателями 18 и радиальными валами 19, четырехтактные поршневые газогенераторы 17 и гидравлические двигатели 18 осесимметрично расположены на наружной поверхности контура основного потока воздуха 7. За вентилятором основного потока воздуха 13 расположены полые лопатки 20, через которые воздух от турбокомпрессора 16 и горячий газ от поршневых газогенераторов 17 поступает туда и обратно к турбине 21 и далее к соплу 22. Центральный вал 23 вентиляторов 10, 13 тракта пограничного слоя фюзеляжа 8 и контура основного потока 7 воздуха соответственно и турбины 20 связан планетарным редуктором 24 и коническим редуктором 25 с радиальными валами 19 гидравлических двигателей 18. Жесткая связь обоих контуров 7 и 8 обеспечивается переходником 26, развитая сеть каналов которого способна защитить основной вентилятор от попадания птиц и предметов на взлетной полосе.

Авиационная силовая установка работает следующим образом. Пограничный слой фюзеляжа 2 входит воздухозаборник 9, где вначале расширяется, а затем проходит два поворота разного радиуса перед поступлением в вентилятор 10. В результате эпюра скоростей несколько выравнивается, при этом нижние слои воздуха около втулки вентилятора 10 разгоняются, а верхние тормозятся. В соответствии с этим выбирается закон закрутки лопаток вентилятора 10. После спрямляющего аппарата вентилятора 10 поток следует в тракте контура пограничного слоя фюзеляжа и выбрасывается в сопло 11. Основной поток наружного воздуха входит в воздухозаборник 12, расширяется в диффузоре и после двух поворотов поступает в вентилятор 13. После спрямляющего аппарата вентилятора 13 поток следует в тракте основного вентиляторного контура 7 и выходит через сопло 14, создавая в сумме с соплом 11 основную тягу двигателя. Скорости потоков воздуха в данных трактах выбираются из условия приемлемых скоростей в переходнике 26, не достигающих скоростей звука. Небольшая нижняя часть основного воздушного потока после вентилятора 13 поступает в газогенераторный контур 15, где последовательно проходит турбокомпрессор 16, поршневые камеры поршневых газогенераторов 17 и в виде подогретого газа подается на турбину 21 и выхлопное сопло 22, образуя тягу газогенераторого контура двигателя. Крутящий момент радиальных валов 19 гидравлических двигателей 18, гидравлически соединенных с известными поршневыми газогенераторами 17, передается при помощи конического 25 и планетарного 24 редукторов центральному валу 23 вентиляторов 10, 13, турбокомпрессора 16 компрессора и турбины 21.

Таким образом, трехконтурная компановка двигателя позволяет сократить длину и уменьшить аэродинамическое сопротивление фюзеляжа с двигателями на пилонах. Струи воздуха и газа с торца фюзеляжа убирают зоны пониженного донного давления, а гидравлическое сопротивление всего фюзеляжа эффективно используется в сопле тракта пограничного слоя фюзеляжа для увеличения КПД двигателя. Увеличение термодинамического КПД силовой установки за счет применения поршневых газогенераторов с высокой температурой сжигания топлива при упрощении конструкции газотурбинной части двигателя достигается за счет снижении доли повышения давления турбокомпрессора низкого давления в общей высокой степени повышения давления силовой установки. При этом сниженные обороты турбокомпрессора низкого давления, как и четырехтактные поршневые газогенераторы, повысят ресурс силовой установки, а давление за турбиной двигателя достаточно для оптимальной тяги сопла в режиме крейсерского полета. Вентиляторы, установленные в отдельных каналах, могут быть спроектированы в соответствии со своими эпюрами входящих потоков воздуха, а скорости на периферийных сечениях лопаток вентилятора могут быть выбраны меньше установленных для воздухозаборников ТРДД, что снимет ограничения по снижению КПД вентилятора при больших скоростях полета самолета. Вентилятор, установленный в тракте пограничного слоя фюзеляжа повысит КПД всей силовой установки за счет снижения средней скорости на входе в его воздухозаборник, при этом профиль подводного канала может несколько спрямить эпюру скоростей пограничного слоя всего фюзеляжа непосредственно перед рабочими лопатками вентилятора.

Предложенная конструкция силовой установки позволяет уменьшить массу и гидравлическое сопротивление, убрав все отдельно расположенные двигатели самолета с их узлами крепления, как на крыльях, так и на конце фюзеляжа самолета. Авиационная силовая установка представляет собой трехконтурный авиационный двигатель с отдельным вентилятором на пограничном слое фюзеляжа самолета с высокой скоростью полета. Высокие параметры термодинамического цикла достигаются без использования специальных технологий изготовления турбинных лопаток. Устройство позволит не уменьшать кормовые сечения фюзеляжа из-за эффекта донного давления, а также может работать при попадании птиц с силовую установку.


Авиационная силовая установка
Авиационная силовая установка
Источник поступления информации: Роспатент

Showing 1-10 of 127 items.
20.08.2016
№216.015.4d30

Резцовая головка для удаления внутреннего грата в электросварных трубах

Изобретение относится к области производства труб и может быть использовано для снятия внутреннего грата при изготовлении электросварных труб. Резцовая головка содержит корпус 1 с жестко закрепленными в нем передним и задним опорными роликами 4 и 5, резцедержатель 2 с резцом 3, рычаг 6 с...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002595163
Дата охранного документа: 20.08.2016
27.08.2016
№216.015.4e1f

Камера сгорания газотурбинного двигателя с регулируемым распределением воздуха

Камера сгорания газотурбинного двигателя с регулируемым распределением воздуха содержит корпус, размещенную в ней жаровую трубу с форсунками и завихрителем с входным коническим участком, состоящую из двух телескопически соединенных между собой передней и задней частей. Каждая из частей жаровой...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002595287
Дата охранного документа: 27.08.2016
27.08.2016
№216.015.4e73

Способ переноса изображений с трансферной пленки на металлоизделия объемной конструкции электротермовакуумной обработкой

Изобретение относится к области технологии нанесения полимерных порошковых красок и композиций на их основе в электростатическом поле и предназначено для получения высокопрочных изображений на металлических изделиях при изготовлении цветных надписей, информационно-указательных знаков, рисунков...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002595537
Дата охранного документа: 27.08.2016
27.08.2016
№216.015.512f

Шаговый электродвигатель

Изобретение относится к электрическим машинам, а конкретно к шаговым электродвигателям с дискретным вращением, и может быть использовано в качестве исполнительного двигателя, например, в системах без датчика угла. Технический результат заключается в обеспечении конструкции электродвигателя,...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002596145
Дата охранного документа: 27.08.2016
10.08.2016
№216.015.5286

Магнитный редуктор

Изобретение относится к электромагнитным механизмам, а именно к бесконтактным магнитным редукторам, и может быть использовано в качестве передаточного устройства в механических системах с большим ресурсом работы при ударных нагрузках. Технический результат заключается в улучшении...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002594018
Дата охранного документа: 10.08.2016
10.08.2016
№216.015.55c9

Разборная оправка для формообразования полых изделий

Разборная оправка для формообразования полых изделий относится к области авиа- и машиностроения и может быть использована для изготовления тонкостенных полых деталей из современных технологичных материалов. Разборная оправка содержит монтажный стержень 1 и формообразующие сегменты 2. Оправка с...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002593447
Дата охранного документа: 10.08.2016
12.01.2017
№217.015.5c49

Способ монтажа оконных и дверных блоков в домах из бревен и бруса

Предложен способ монтажа оконных и дверных блоков в домах из бревен и бруса. Он включает изготовление и установку обсады, содержащей «гребни», «стояки», горизонтальные элементы. При этом «гребень» обсады изготавливают отдельно из пиломатериала, «стояки» изготавливают непосредственно по...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002589536
Дата охранного документа: 10.07.2016
12.01.2017
№217.015.5e87

Инструмент для соединения деталей из листового металла клинчеванием

Изобретение относится к обработке металлов давлением, а именно к способам и устройствам для соединения наложенных друг на друга металлических листов методом местной пластической деформации с образованием взаимозацепляющегося соединения. Соединение осуществляется с помощью смонтированных в...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002590424
Дата охранного документа: 10.07.2016
12.01.2017
№217.015.6211

Способ проведения экзотермических и эндотермических каталитических процессов частичного превращения углеводородов и реакторная группа для его осуществления

Изобретение относится к химической, нефтехимической и энергетической промышленности и может быть использовано для проведения каталитических процессов со значительными тепловыми эффектами при частичном превращении углеводородов. Способ проведения экзотермических и эндотермических каталитических...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002588617
Дата охранного документа: 10.07.2016
13.01.2017
№217.015.77da

Устройство для определения механических свойств полимерных материалов

Изобретение относится к технике испытания материалов, в частности к испытаниям полимерных материалов на растяжение-сжатие. Устройство содержит термокриокамеру, размещенные в ней подвижный и неподвижный захваты для образца, механизм деформации образца, выполненный в виде...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002598981
Дата охранного документа: 10.10.2016
Showing 1-10 of 291 items.
10.01.2013
№216.012.196f

Выходное устройство турбины авиационного газотурбинного двигателя

Изобретение относится к элементам конструктивной связи между корпусом турбины авиационного газотурбинного двигателя и ее внутренними элементами, а именно к конструкции выходного устройства турбины. Выходное устройство турбины содержит полые профилированные стойки корпуса, размещенные в...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002472003
Дата охранного документа: 10.01.2013
27.01.2013
№216.012.2078

Сопловой аппарат турбомашины с конвективно-пленочным охлаждением

Изобретение относится к турбостроению и может быть использовано в высокотемпературных газовых турбинах. Сопловой аппарат турбомашины с конвективно-пленочным охлаждением содержит профили лопаток, соединенные полками, участок рассеивания, в виде углубления с внутренней стороны полок,...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002473813
Дата охранного документа: 27.01.2013
10.02.2013
№216.012.23ed

Выходное устройство турбины

Выходное устройство турбины содержит профилированные стойки корпуса, размещенные в проточной части за рабочим колесом последней ступени турбины. У стоек средние линии выходных участков профилей направлены вдоль продольной оси турбины. Средние линии входных участков профилей стоек повернуты к...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002474699
Дата охранного документа: 10.02.2013
10.02.2013
№216.012.23f9

Способ регулирования подачи топлива в камеру сгорания газотурбинного двигателя и система для его осуществления

Изобретение относится к области управления работой газотурбинных двигателей. Способ регулирования, реализуемый системой регулирования, заключается в формировании расхода топлива через, по крайней мере, два дозатора в группы форсунок в зависимости от режима работы двигателя при использовании...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002474711
Дата охранного документа: 10.02.2013
27.02.2013
№216.012.2b93

Лопатка турбомашины

Изобретение относится к охлаждению осевой турбомашины и, в частности, к усовершенствованию охлаждения профильной части лопатки турбины высокого давления. Лопатка турбомашины содержит газодинамический профиль, ограниченный внешними выпуклой и вогнутой поверхностями, канал вдоль входной кромки...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002476682
Дата охранного документа: 27.02.2013
27.02.2013
№216.012.2bc9

Подшипник скольжения с наноструктурным антифрикционным керамическим покрытием

Изобретение относится к подшипникам скольжения и может быть использовано в авиационной, газонефтедобывающей, автомобильной и других областях промышленности. Подшипник скольжения включает корпус и установленный на корпусе, по меньшей мере, один элемент скольжения, по меньшей мере, поверхности...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002476736
Дата охранного документа: 27.02.2013
27.02.2013
№216.012.2c3a

Способ контроля технического состояния и обслуживания двухроторного газотурбинного двигателя при его эксплуатации

Изобретение относится к области эксплуатации газотурбинных двигателей, в частности двухконтурных, к контролю технического состояния во время их эксплуатации для принятия решений по их обслуживанию и дальнейшей эксплуатации. В известном способе контроля технического состояния в качестве...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002476849
Дата охранного документа: 27.02.2013
10.03.2013
№216.012.2e58

Энергосберегающий подшипник скольжения

Изобретение относится к подшипникам скольжения и может быть использовано в авиакосмической, нефтедобывающей, нефтеперекачивающей, нефтеобрабатывающей и иных областях промышленности. Подшипник скольжения включает корпус и смонтированные на корпусе элементы скольжения, поверхности скольжения...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002477395
Дата охранного документа: 10.03.2013
20.04.2013
№216.012.375d

Элемент охлаждаемой лопатки турбомашины

Изобретение относится к охлаждению газотурбинного двигателя и, в частности, к усовершенствованию охлаждения профильной части и полок лопатки турбины высокого давления. Элемент охлаждаемой лопатки турбомашины содержит канал для охлаждающего воздуха, выполненный внутри лопатки в направлении вдоль...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002479726
Дата охранного документа: 20.04.2013
20.04.2013
№216.012.37ba

Защитная маскирующая система для летательного аппарата, подвергающегося радиолокационному облучению

Изобретение относится к средствам защиты и маскирования объектов от систем радиолокационного облучения и опознавания, захвата, автоматического сопровождения и целеуказания, работающих в радиолокационном диапазоне электромагнитного спектра. Защитная маскирующая система для летательного аппарата,...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002479819
Дата охранного документа: 20.04.2013
+ добавить свой РИД