×
27.07.2013
216.012.5a30

СИЛОВАЯ УСТАНОВКА САМОЛЕТА

Вид РИД

Изобретение

Юридическая информация Свернуть Развернуть
№ охранного документа
0002488709
Дата охранного документа
27.07.2013
Краткое описание РИД Свернуть Развернуть
Аннотация: Изобретение относится к газотурбинным силовым установкам пассажирских и грузовых самолетов. Силовая установка самолета содержит два газогенератора с мотогондолой, Воздухозаборник, вентилятор и сопло с каналом наружного контура. Воздухозаборник выполнен с сужающимся к вентилятору центральным телом. Газогенераторы с силовыми турбинами расположены в мотогондоле с внешней стороны от вентилятора. 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. Газовые каналы газогенераторов на выходе соединены с каналом наружного контура сопла. Сопло выполнено с подвижным в осевом направлении центральным телом, на котором установлены створки реверсивного устройства, причем диаметр центрального тела воздухозаборника в месте его стыковки с фюзеляжем самолета равен диаметру фюзеляжа самолета в месте его стыковки с центральным телом воздухозаборника силовой установки. Изобретение позволяет повысить экономичность силовой установки, снизить ее осевые габариты и вес, а также повысить эксплуатационную технологичность и ремонтопригодность силовой установки. 5 ил.
Основные результаты: Силовая установка самолета, содержащая два газогенератора с мотогондолой, воздухозаборник, вентилятор и сопло с каналом наружного контура, отличающийся тем, что 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=D, где D - диаметр центрального тела воздухозаборника в месте его стыковки с фюзеляжем самолета;D - диаметр фюзеляжа самолета в месте его стыковки с центральным телом воздухозаборника силовой установки.
Реферат Свернуть Развернуть

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 Dц=Dф, где: Dц - диаметр центрального тела воздухозаборника в месте его стыковки с фюзеляжем самолета, Dф - 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 Dц>Dф и при Dц<Dф - 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 Dц центрального тела 10 по поверхности 11 выполнен равным диаметру Dф 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 Fc по режимам работы силовой установки 1: в положении 43 проходная площадь Fc минимальна, а в положении 44 проходная площадь Fc 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.

Силовая установка самолета, содержащая два газогенератора с мотогондолой, воздухозаборник, вентилятор и сопло с каналом наружного контура, отличающийся тем, что 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=D, где D - диаметр центрального тела воздухозаборника в месте его стыковки с фюзеляжем самолета;D - диаметр фюзеляжа самолета в месте его стыковки с центральным телом воздухозаборника силовой установки.
СИЛОВАЯ УСТАНОВКА САМОЛЕТА
СИЛОВАЯ УСТАНОВКА САМОЛЕТА
СИЛОВАЯ УСТАНОВКА САМОЛЕТА
СИЛОВАЯ УСТАНОВКА САМОЛЕТА
СИЛОВАЯ УСТАНОВКА САМОЛЕТА
Источник поступления информации: Роспатент

Показаны записи 71-80 из 121.
04.04.2018
№218.016.2fcc

Газотурбинный двигатель

Изобретение относится к газотурбинным двигателям авиационного и наземного применения. Газотурбинный двигатель содержит газогенератор, выход которого соединен с силовой свободной турбиной. Выход из газогенератора дополнительно соединен с реактивным соплом, выполненным в виде секторов и...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002644660
Дата охранного документа: 13.02.2018
20.02.2019
№219.016.bd49

Камера сгорания газотурбинного двигателя

Камера сгорания газотурбинного двигателя включает наружный и внутренний корпуса, жаровую трубу в воздушной полости между ними и диффузор на входе с регламентированным срывом потока воздуха и перфорированной отверстиями радиально-конусной стенкой. Стенка выполнена за одно целое с внешним кольцом...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002290566
Дата охранного документа: 27.12.2006
20.02.2019
№219.016.bd4a

Топливная форсунка камеры сгорания газотурбинного двигателя

Топливная форсунка камеры сгорания газотурбинного двигателя содержит корпус с каналами и со штуцерами основного и дополнительного контуров подвода топлива на основное и дополнительное сопла, расположенные в головке форсунки, а также установочный фланец крепления форсунки к наружному корпусу...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002290565
Дата охранного документа: 27.12.2006
20.02.2019
№219.016.be89

Приемник давления

Изобретение относится к испытаниям воздушно-реактивных двигателей, в частности к измерению полного давления набегающего потока воздуха или газа. Техническим результатом изобретения является обеспечение замера полного давления без специальной ориентации приемника относительно потока. Приемник...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002392598
Дата охранного документа: 20.06.2010
20.02.2019
№219.016.bea5

Система управления тягой газотурбинного двигателя самолета

Изобретение относится к системам управления силовыми газотурбинными установками. Система управления тягой газотурбинного двигателя самолета включает в себя вычислительный модуль (1) управления тягой, электронный регулятор (2), топливный насос-регулятор (4), тросовый механизм (7), а также...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002393977
Дата охранного документа: 10.07.2010
20.02.2019
№219.016.bf00

Способ защиты газотурбинного двигателя от перегрева

Изобретение относится к области управления газотурбинными двигателями, в частности к способам защиты турбин авиационных газотурбинных двигателей (ГТД) от перегрева. Техническая задача заключается в повышении надежности за счет достоверной оценки теплового состояния выходящих газов за турбиной и...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002315885
Дата охранного документа: 27.01.2008
20.02.2019
№219.016.bf4e

Газотурбинный насосный агрегат

Изобретение относится к наземным газотурбинным агрегатам для механического привода, а именно к установкам с насосным агрегатом. Газотурбинный насосный агрегат состоит из установленных в контейнере газотурбинного двигателя и соединенного с ним переходным валом редуктора, на выходе из которого...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002386834
Дата охранного документа: 20.04.2010
20.02.2019
№219.016.c0df

Охлаждаемая лопатка турбины газотурбинного двигателя

Охлаждаемая лопатка турбины газотурбинного двигателя содержит полое перо и бандажную полку с уплотнительными гребешками. Уплотнительные гребешки установлены на периферийной стенке бандажной полки, образующей ее внутреннюю полость. На радиальное ребро внутренней полости пера установлена...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002369748
Дата охранного документа: 10.10.2009
20.02.2019
№219.016.c30d

Способ автоматического управления тягой газотурбинных двигателей

Способ автоматического управления тягой газотурбинных двигателей (ГТД) заключается в изменении частот вращения n двигателей по программе n =f(L, Т, Р), где: L - угол поворота рычага управления двигателем, Твх - температура воздуха на входе в ГТД, Р - давление воздуха на входе в ГТД....
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002406849
Дата охранного документа: 20.12.2010
20.02.2019
№219.016.c30f

Способ эксплуатации газотурбинной установки

Изобретение относится к области эксплуатации газотурбинных установок, в частности оценке технического состояния газотурбинного двигателя и осуществлению контроля степени загрязнения газовоздушного тракта двигателя. Технический результат - повышение достоверности определения необходимости...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002406990
Дата охранного документа: 20.12.2010
Показаны записи 71-80 из 101.
04.04.2018
№218.016.2fcc

Газотурбинный двигатель

Изобретение относится к газотурбинным двигателям авиационного и наземного применения. Газотурбинный двигатель содержит газогенератор, выход которого соединен с силовой свободной турбиной. Выход из газогенератора дополнительно соединен с реактивным соплом, выполненным в виде секторов и...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002644660
Дата охранного документа: 13.02.2018
10.05.2018
№218.016.3ca0

Газотурбинный двигатель с биротативным вентилятором

Изобретение относится к газотурбинным двигателям с биротативным вентилятором авиационного применения. Газотурбинный двигатель с биротативным вентилятором содержит подпорные ступени, размещенные между рабочими колесами биротативного вентилятора, а также биротативную турбину, соединенную валами с...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002647944
Дата охранного документа: 21.03.2018
29.05.2018
№218.016.5490

Силовая турбина

Изобретение относится к газотурбинным двигателям с силовой свободной турбиной. Силовая турбина содержит статор с размещенным в нем роликоподшипником и установленный в роликоподшипнике вал ротора турбины с дисками турбины. Внутреннее кольцо роликоподшипника силовой турбины установлено на...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002654156
Дата охранного документа: 16.05.2018
05.07.2018
№218.016.6c85

Силовая свободная турбина

Изобретение относится к газотурбинным двигателям со свободной силовой турбиной авиационного и наземного применения. Силовая свободная турбина включает в себя роликоподшипник, внутреннее кольцо которого закреплено в осевом положении гайкой, а также воздушное лабиринтное уплотнение с лабиринтным...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002659694
Дата охранного документа: 03.07.2018
19.07.2018
№218.016.7234

Ротор многоступенчатой турбины

Изобретение относится к роторам многоступенчатых турбин газотурбинных двигателей авиационного и наземного применения. Ротор многоступенчатой турбины включает первый, средний и последний диски, стянутые с валом центральным стяжным болтом через сферическую шайбу и упругий элемент. Последний диск...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002661566
Дата охранного документа: 17.07.2018
09.08.2018
№218.016.7951

Опора турбины низкого давления

Изобретение относится к опорам турбин газотурбинных двигателей авиационного и наземного применения. Опора турбины низкого давления выполнена с радиальными силовыми стойками, размещенными в обтекателях, установленных в газовом тракте турбины. Обтекатели силовых стоек опоры выполнены с передней,...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002663364
Дата охранного документа: 03.08.2018
28.08.2018
№218.016.8030

Ротор турбины

Изобретение относится к роторам турбин газотурбинных двигателей авиационного и наземного применения. Ротор турбины содержит диск турбины, на ободе которого верхним байонетным соединением установлен дефлектор диска, ступица которого выполнена с цилиндрическим упругим элементом и с щелевой...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002664902
Дата охранного документа: 23.08.2018
05.12.2018
№218.016.a391

Статор газовой турбины

Изобретение относится к статорам газовых турбин газотурбинных двигателей авиационного и наземного применения. Статор газовой турбины, внешний корпус которого содержит радиальные кольцевые ребра, образующие кольцевые воздушные полости, соединенные между собой воздушными каналами. Воздушные...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002673924
Дата охранного документа: 03.12.2018
14.12.2018
№218.016.a6bc

Статор газовой турбины

Изобретение относится к статорам газовых турбин газотурбинных двигателей авиационного применения. Статор газовой турбины, в наружном корпусе которой установлены секторы разрезного сотового кольца, выполненного двухслойным, с опорными элементами на переднем и заднем осевых концах сектора. В...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002674813
Дата охранного документа: 13.12.2018
20.02.2019
№219.016.bd49

Камера сгорания газотурбинного двигателя

Камера сгорания газотурбинного двигателя включает наружный и внутренний корпуса, жаровую трубу в воздушной полости между ними и диффузор на входе с регламентированным срывом потока воздуха и перфорированной отверстиями радиально-конусной стенкой. Стенка выполнена за одно целое с внешним кольцом...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002290566
Дата охранного документа: 27.12.2006
+ добавить свой РИД