Силовая установка самолета вертикального взлета и посадки
Изобретение относится к авиации. Силовая установка самолета вертикального взлета и посадки содержит два турбовальных двигателя, установленных по обе стороны продольной оси фюзеляжа самолета, и одну основную силовую установку, установленную в центральной части фюзеляжа, соединенные между собой при помощи трансмиссии. Основная силовая установка выполнена в виде биротативного газотурбинного двигателя и содержит турбокомпрессор с корпусом, компрессором, камерой сгорания, выход из которой соединен газовым трактом с турбиной, и реактивное сопло, биротативный турбокомпрессор, два турбокомпрессора которого выполнены с возможностью вращения в противоположные стороны. Внешний корпус выполнен концентрично валам турбокомпрессоров. Достигается повышение надежности установки и увеличение вертикальной составляющей тяги. 5 з.п ф-лы, 3 ил.
Изобретение относится к газотурбинным двигателям и применимо для самолетов гражданской и военной авиации любой размерности, предназначенных для вертикального взлета и посадки.
Известна силовая установка по патенту РФ №2189477, которая содержит газотурбинный двигатель - ГТД, газовый тракт, соединяющий этот газотурбинный двигатель со свободной турбиной, и нагрузку в виде электрогенератора, вал которого подсоединен к валу свободной турбины через муфту.
Недостатком этой силовой установки является то, что она имеет низкий КПД около 20%, что почти в 2 раза меньше, чем у современных дизельных установок.
Недостатками этого двигателя является низкий КПД силовой установки.
Известен газотурбинный двигатель по патенту РФ №2252316, который содержит турбокомпрессор, состоящий из компрессора, камеры сгорания и турбины, и не менее двух электрических машин (электрогенератор и электродвигатель), встроенных в турбокомпрессор. Система постоянных магнитов установлена на внутренней поверхности ротора турбокомпрессора, а статор электрической машины установлен на корпусе подшипниковой опоры, т.е. на малом диаметре.
Недостаток - низкая мощность электрогенератора и электродвигателя из-за их расположения на небольшом диаметре
Известен газотурбинный двигатель по патенту Великобритании №1341241, который содержит турбокомпрессор, состоящий из компрессора, камеры сгорания и турбины, и не менее двух электрических машин (электрогенератор и электродвигатель), встроенных в турбокомпрессор. Система постоянных магнитов установлена на внутренней поверхности ротора турбокомпрессора, а статор электрической машины установлен на корпусе подшипниковой опоры, т.е. на малом диаметре.
Недостатки этого двигателя: очень маленькая мощность электрических машин, связанная с тем, что они размещены на малом диаметре и имеют по одной ступени. Кроме того, возникают проблемы с охлаждением обмоток статора, размещенных внутри двигателя в зоне высоких температур, которые достигают для современных ГТД 1500°С и более.
Известен винтовентиляторный авиационный газотурбинный двигатель по патенту РФ на пром. образец №63448, автора Генерального конструктора, генерал-лейтенанта ВВС, академика АН СССР, дважды героя соц. труда Николая Дмитриевича Кузнецова. Этот двигатель содержит газогенератор (турбокомпрессор), два ряда лопастей винтовентилятора (две ступени винтовентилятора) и реактивное сопло. Кроме того, связь ротора турбокомпрессора и ступеней винтовентилятора выполнена посредством дифференциального планетарного редуктора.
Недостатки: большой вес и стоимость редуктора, загромождение редуктором входного тракта двигателя и, как следствие, уменьшение силы тяги, увеличение удельного расхода двигателя и снижение его надежности, большие осевые габариты, не позволяющие применять двигатель в качестве силовой установки самолета вертикального взлета.
Известна силовая установка самолета вертикального взлета и посадки по патенту РФ №2284280, прототип, содержащая два турбовальных двигателя для создания горизонтальной составляющей тяги, установленных по обе стороны продольной оси фюзеляжа самолета, и одну основную силовую установку для создания вертикальной составляющей тяги, установленную в центральной части фюзеляжа, соединенные между собой при помощи трансмиссии.
Недостатки: небольшая вертикальная составляющая тяги, создаваемая основной силовой установкой - вентилятором. Низкая надежность, обусловленная тем, что при отказе одного из двигателей или вентилятора самолет неизбежно потерпит катастрофу, т.к. две боковые силовые установки вырабатывают весь энергетический потенциал самолета и большую его часть передают на вентилятор. Спроектировать основную силовую установку, тем более в виде вентилятора, имеющего незначительную тягу и КПД, имеющую тяговооруженность (отношение тяги двигателя к весу самолета) более 2-х, чтобы работать при отказе одного из турбовальных двигателей, даже теоретически не представляется возможным.
Задачи создания изобретения: повышение надежности установки и увеличение вертикальной составляющей тяги.
Решение указанных задач достигнуто за счет того, что силовая установка самолета вертикального взлета и посадки, содержащая два турбовальных двигателя для создания горизонтальной составляющей тяги, установленных по обе стороны продольной оси фюзеляжа самолета, и одну основную силовую установку для создания вертикальной составляющей тяги, установленную в центральной части фюзеляжа, соединенные между собой при помощи трансмиссии, при этом основная силовая установка для создания вертикальной составляющей тяги выполнена в виде биротативного газотурбинного двигателя. Основная силовая установка содержит турбокомпрессор с корпусом, компрессором, камерой сгорания, выход из которой соединен газовым трактом с турбиной, и реактивное сопло, биротативный турбокомпрессор, два турбокомпрессора которого выполнены с возможностью вращения в противоположные стороны и содержат валы с рабочими колесами компрессоров и рабочими колесами турбин. Основная силовая установка соединена при помощи трансмиссии с одним из турбокомпрессоров биротативных газотурбинных двигателей. Концентрично валам турбокомпрессоров выполнен внешний корпус. Реактивное сопло соединено с внешним корпусом. Камера сгорания прикреплена к внешнему корпусу.
Предложенное техническое решение обладает новизной, изобретательским уровнем и промышленной применимостью, что подтверждается проведенными патентными исследованиями. Для реализации изобретения достаточно применения известных узлов и деталей, ранее разработанных и реализованных в конструкции газотурбинных двигателей и в машиностроении.
Сущность изобретения поясняется на фиг.1…3, где:
на фиг.1 приведена схема винтовентиляторного газотурбинного авиационного двигателя,
на фиг.2 приведена установка в плане,
на фиг.3 приведен самолет, оборудованный предложенной силовой установкой.
Предложенное техническое решение (фиг.1) содержит основную силовую установку 1, установленную вертикально, и два турбовальных газотурбинных двигателя 2, соединенных с основным двигателем 1 при помощи трансмиссии 3 (валы и конические шестеренные передачи).
Основная силовая установка 1 содержит входное устройство 4 и два турбокомпрессора: первый - 5 и второй - 6, выполненных по биротативной схеме, т.е. без сопловых и направляющих аппаратов, с возможностью вращения в противоположные стороны. Турбокомпрессор 5, содержащий компрессор низкого давления 7, содержащий по меньшей мере одно рабочее колесо 8, турбину низкого давления 9, содержащую по меньшей мере одно рабочее колесо турбины 10. Рабочие колеса компрессора 8 и рабочее колесо (колеса) турбины 10 соединены внутренним валом 11 первого турбокомпрессора. Второй турбокомпрессор 6 содержит компрессор высокого давления 12, содержащий по меньшей мере одно рабочее колесо компрессора 13, турбину высокого давления 14, содержащую по меньшей мере одно рабочее колесо турбины 15. Рабочее колесо (колеса) компрессора высокого давления 12, рабочее колесо (колеса) турбины высокого давления 15 соединены внешним валом 16 турбокомпрессора 6. Валы 11, 16 установлены на подшипниках 17. Двигатель имеет внешний корпус 18, к которому крепится камера сгорания 19 с форсунками 20, к внешнему корпусу 18 также крепятся входное устройство 4 при помощи ребер 21 и реактивное сопло 22 при помощи ребер 23. Перед камерой сгорания 19 установлен спрямляющий направляющий аппарат 24.
Трансмиссия 3 подсоединена к одному из турбокомпрессоров 5 или 6 основной силовой установке 1, это позволяет изменять режим работы всех трех двигателей независимо.
Топливные системы всех трех двигателей 1 и 2 выполнены одинаковыми, независимыми друг от друга и содержат топливопровод 25, в котором установлен топливный насос 26, соединенный с приводом 27. Основная силовая установка установлена вертикально в центре масс фюзеляжа 27 самолета 28 (фиг.2). Два турбовальных газотурбинных двигателя 2 установлены горизонтально или под небольшим углом к горизонту, вдоль фюзеляжа 27 или частично, или полностью в нем. Самолет 28 (фиг.3) выполнен по классической схеме и содержит передние крылья 29, задние крылья 30, вертикальный руль 31, элероны 32. Турбовальные газотурбинные двигатели 2 могут иметь силу тяги, значительно меньшую, чем сила тяги основной силовой установки, например, для гражданской авиации, или соизмеримую с ней для военных, в том числе сверхзвуковых самолетов, например истребителей или бомбардировщиков, базирующихся на авианосце.
При работе двигателя при помощи стартера (не показан) раскручивают один из турбокомпрессоров 5 или 6, запускают привод 27, который раскручивает топливный насос 26, топливо (авиационный керосин) по топливопроводу 25 подается в форсунки 20 камеры сгорания 19, где воспламеняется при помощи пирозапальника (не показан). Продукты сгорания проходят через турбину высокого давления 14 и турбину низкого давления 9. Мощность с турбин 9 и 14 передается на компрессоры 7 и 12, которые сжимают воздух, идущий в камеру сгорания 19. Реактивная тяга основной силовой установки 1 передается на фюзеляж 27 самолета 28, что обеспечивает вертикальный взлет и посадку самолета. Тяговооруженность самолета 28 по основной силовой установке 1 составляет 1,2…1,5, что достаточно для практически мгновенного взлета. При отказе топливной системы основной силовой установки 1 она продолжает работать в режиме вентилятора, отбрасывая воздух через реактивное сопло 25. Несмотря на то, что тяговое усилие, создаваемое основной силовой установкой 1, уменьшится в 2...3 раза, самолет может продолжать полет за счет подъемной силы крыльев самолета 29 и 30. Энергетики работающих турбовальных газотурбинных двигателей 2 за счет их максимального форсирования будет достаточно для совершения нормальной горизонтальной посадки на аэродроме со стандартной взлетно-посадочной полосой или для аварийной вертикальной посадки с сохранением экипажа и материальной части. Соединение трансмиссии только с одним турбокомпрессором 5 или 6 позволит работать всем трем двигательным установкам на разных режимах, при жесткой механической связи. При отказе одного из турбовальных двигателей 2 возможен полет с использованием только одного турбовального двигателя 2, а асимметрия тяги компенсируется аэродинамическими средствами управления: элеронами 32 и вертикальным рулем 31, при этом возможность вертикальной посадки сохраняется. При отказе обеих турбовальных газотурбинных двигателей 2 они за счет трансмиссии 3 будут работать в режиме вентиляторов и обеспечат горизонтальную тягу, достаточную для продолжения полета.
Применение изобретения позволило:
1. Повысить вертикальную составляющую тяги самолеты, повысить тяговооруженность самолета, повысить его боевую готовность и обеспечить быстрый взлет самолета.
2. Повысить надежность самолета за счет связи при помощи трансмиссии трех двигателей и возможности продолжения полета при отказе одного из них.
3. Согласовать работу трех механически и жестко связанных посредством трансмиссии двигателей, работающих на разных режимах.
4. Обеспечить безопасность посадки при отказе одной из трех двигательных установок или обеих турбовальных газотурбинных двигателей.
5. Повысить КПД авиационного газотурбинного двигателя за счет более рациональной компоновки двигателя, наличия двух ступеней компрессора и турбины.
6. Облегчить запуск за счет раскрутки только одного ротора без раскручивания другого.
7. Облегчить условия работы роторов за счет отсутствия его механической связи с валами турбокомпрессоров и возможности их взаимного проскальзывания и работы на различающихся частотах вращения.
8. Уменьшить вес и габариты основного двигателя, особенно осевой габарит, что важно для самолетов вертикального взлета и посадки, за счет отсутствия применения биротативной схемы.
9. Обеспечить противоположное вращение ступеней роторов без применения редуктора.
1. Силовая установка самолета вертикального взлета и посадки, содержащая два турбовальных двигателя для создания горизонтальной составляющей тяги, установленных по обе стороны продольной оси фюзеляжа самолета и одну основную силовую установку для создания вертикальной составляющей тяги, установленную в центральной части фюзеляжа, и соединенных между собой при помощи трансмиссии, отличающаяся тем, что основная силовая установка для создания вертикальной составляющей тяги выполнена в виде биротативного газотурбинного двигателя.
2. Силовая установка самолета вертикального взлета и посадки по п.1, отличающаяся тем, что основная силовая установка содержит турбокомпрессор с корпусом, компрессором, камерой сгорания, выход из которой соединен газовым трактом с турбиной, и реактивное сопло, биротативный турбокомпрессор, два турбокомпрессора которого выполнены с возможностью вращения в противоположные стороны, и содержат валы с рабочими колесами компрессоров и рабочими колесами турбин.
3. Силовая установка самолета вертикального взлета и посадки по п.2, отличающаяся тем, что основная силовая установка соединена при помощи трансмиссии с одним из турбокомпрессоров биротативных газотурбинных двигателей.
4. Силовая установка самолета вертикального взлета и посадки по п.2 или 3, отличающаяся тем, что концентрично валам турбокомпрессоров выполнен внешний корпус.
5. Силовая установка самолета вертикального взлета и посадки по п.2 или 3, отличающаяся тем, что реактивное сопло соединено с внешним корпусом.
6. Силовая установка самолета вертикального взлета и посадки по п.2 или 3, отличающаяся тем, что камера сгорания прикреплена к внешнему корпусу.
