Высотный турбовентиляторный двигатель

Авторы патента:

F02K3/075 - управление соотношением расхода воздуха в контурах

Владельцы патента RU 2793000:

Петрищев Владимир Федорович (RU)

Изобретение относится к авиационной технике, а более конкретно к двигателям. Высотный турбовентиляторный двигатель содержит воздухозаборник, вентилятор, два контура движения воздушного потока и две турбины. Двигатель снабжен устройством, перекрывающим на заданной высоте полета внешний контур движения воздушного потока и направляющим весь входящий в воздухозаборник воздушный поток во внутренний контур. Устройство установлено на наружной стороне внутреннего контура в районе компрессора и камеры сгорания и состоит из гидроцилиндров, штоками соединенных шарнирно с цилиндрической шайбой. Шайба соединена шарнирно тягами со створками, закрепленными шарнирно на торце корпуса внутреннего контура. С внешней стороны устройство частично закрыто обтекателем. Достигается уменьшение расхода топлива. 2 ил.

Область техники

Изобретение относится к области авиации и может найти применение при создании экономичных высотных турбовентиляторных двигателей для пассажирских и грузовых самолетов большой дальности полета.

Уровень техники

Известен проект российского авиационного турбовентиляторного двигателя ПД-14 (ПД-14-Википедия), устанавливаемый на среднемагистральный самолет МС-21, проходящий летные испытания. Двигатель выполнен по традиционной двухконтурной схеме с высокой степенью двухконтурности, равной 8,5. Имеет трех ступенчатый компрессор низкого и восьми ступенчатый компрессор высокого давления, двух ступенчатую турбину высокого и шести ступенчатую турбину низкого давления и обеспечивает взлетную тягу 14 тс. Самолет МС-21 имеет традиционную компоновку, самый широкий фюзеляж в классе среднемагистральных самолетов, укомплектован двумя двигателями ПД-14, установленными под крыльями на пилонах. Практический потолок самолета 11,5 км. По заявлениям разработчиков проекта самолет имеет предельно достижимые на сегодняшний день характеристики экономичности. Топливная эффективность самолета в крейсерском режиме, равная 14,9 г/кН/с, обеспечивается его высоким коэффициентом аэродинамического качества, равным 18,2, и большой степенью двухконтурности двигателя. Лопатки турбины высокого давления двигателя изготовлены из специальных жаропрочных сплавов, имеют специальное покрытие и систему внутреннего охлаждения.

Недостатком двигателя является невозможность дальнейшего улучшения показателей топливной эффективности в связи с ограниченной высотой использования двигателя.

Известен турбовентиляторный двигатель GE-9X (ru.wikipedia.org/wiki/General_Electric_GE90) фирмы General Electric, устанавливаемый на дальнемагистральный широкофюзеляжный самолет Boeing-777 (https://avia.pro/blog/boeing-777). собравший в себе самые передовые технологии. Двигатель выполнен по двухконтурной схеме со степенью двухконтурности 9. Имеет трех ступенчатый компрессор низкого и десяти ступенчатый компрессор высокого давления, двух ступенчатую турбину высокого и шести ступенчатую турбину низкого давления и обеспечивает взлетную тягу 52,5 тс. Практический потолок самолета 13,1 км. Топливная эффективность самолета в крейсерском режиме равна 14,7 г/кН/с, коэффициент аэродинамического качества равен 15. Повышенная высота полета в крейсерском режиме обеспечивается высокой эффективностью компрессора высокого давления, а также высокой внутренней температурой двигателя. Компрессор высокого давления создает рекордную степень сжатия - 27,1. Температура газов на входе в турбину высокого давления достигает величины 2400°С. Недостатком двигателя является также невозможность дальнейшего улучшения показателей топливной эффективности в связи с ограниченной высотой использования двигателя.

Таким образом, известные технические решения, исчерпавшие возможности дальнейшего повышения степени сжатия компрессора и внутренней температуры двигателя на самолетах, летающих на традиционных крейсерских высотах около 11 км, исчерпали и возможности достижения более высоких показателей экономичности полета.

Вместе с тем насущной проблемой современной гражданской дальнемагистральной и среднемагистральной авиации является необходимость дальнейшего повышения экономической эффективности полетов. Решению этой проблемы в значительной степени способствует наметившаяся тенденция использования перспективных нетрадиционных компоновочных схем самолетов типа «несущего корпуса» (заявка на изобретение №2022112836, РФ), обеспечивающих повышенный коэффициент

аэродинамического качества и позволяющих осуществлять высокоэкономичный крейсерский полет в стратосфере на высотах 20 км и более с меньшими затратами топлива.

Причиной, препятствующей решению технической проблемы дальнейшего повышения экономической эффективности полетов, является отсутствие в настоящее время проектов высотных турбовентиляторных двигателей.

Раскрытие сущности изобретения

Предлагается высотный турбовентиляторный двигатель, содержащий воздухозаборник, вентилятор и имеющий два контура движения воздушного потока, внутренний и внешний. Внутренний контур содержит компрессор низкого давления, соединенный валом ротора низкого давления с турбиной низкого давления, и компрессор высокого давления, соединенный полым валом ротора высокого давления с турбиной высокого давления, камеру сгорания и сопло. Наружный контур обеспечивает движение воздуха, нагнетаемого вентилятором, до выхода из сопла без подвода тепловой энергии. При крейсерском полете на стратосферной высоте 20 км и более вследствие падения плотности и давления окружающего воздуха эффективность работы внешнего контура резко снижается даже при достаточно большой степени двухконтурности двигателя. С подъемом на высоту свыше 11 км уменьшается аэродинамическое сопротивление самолета, в результате чего уменьшается расход топлива, увеличивается экономическая эффективность полета. В связи с этим, для повышения высотности двигателя при подъеме на высоту выше 11 км необходимо перекрывать неэффективный на этой высоте внешний контур таким образом, чтобы весь входящий в воздухозаборник воздушный поток направлялся во внутренний контур. Для этого двигатель снабжен устройством, установленным на наружной стороне внутреннего контура в районе компрессора и камеры сгорания. Оно содержит гидроцилиндры, оси которых параллельны оси двигателя. Своими штоками гидроцилиндры соединены шарнирно с цилиндрической шайбой, охватывающей по периметру весь внутренний контур. При движении штоков шайба перемещается вдоль оси двигателя. Шайба шарнирно соединена тягами со створками, установленными также шарнирно на торце корпуса внутреннего контура. В исходном состоянии створки разделяют воздушный поток на внутренний и внешний. Створки установлены с нахлестом друг относительно друга. При движении шайбы по направлению движения воздушного потока створки раскрываются и перекрывают внешний контур движения воздушного потока, направляя весь входящий в воздухозаборник воздушный поток во внутренний контур. А при движении шайбы против направления движения воздушного потока створки закрываются и открывают внешний контур движения воздушного потока. С внешней стороны устройство частично закрыто обтекателем.

Задачей этого изобретения является разработка высотного турбовентиляторного двигателя, обеспечивающего полет самолета, обладающего большим коэффициентом аэродинамического качества, на крейсерской высоте 20 км и более, что позволяет уменьшить расход топлива.

Поставленная задача решается тем, что высотный турбовентиляторный двигатель, содержащий воздухозаборник, вентилятор, два контура движения воздушного потока, внутренний и внешний, внутренний контур содержит компрессор низкого давления, соединенный валом ротора низкого давления с турбиной низкого давления, компрессор высокого давления, соединенный полым валом ротора высокого давления с турбиной высокого давления, камеру сгорания и сопло, и наружный контур, также заканчивающийся соплом, согласно изобретению, с целью повышения высотности двигателя он снабжен устройством, имеющим возможность перекрыва на заданной высоте полета внешний контур движения воздушного потока и направлять весь входящий в воздухозаборник воздушный поток во внутренний контур, установленным на наружной стороне внутреннего контура в районе компрессора и камеры сгорания и состоящим из гидроцилиндров, штоками соединенных шарнирно с цилиндрической шайбой, охватывающей по периметру весь внутренний контур, имеющий возможность перемещения вдоль оси двигателя и соединенной шарнирно тягами со створками, установленными с нахлестом друг относительно друга, закрепленными в свою очередь шарнирно на торце корпуса внутреннего контура и имеющими возможность разделять воздушный поток на внутренний и внешний, так что при движении шайбы по направлению движения воздушного потока створки имеют возможность раскрываться и перекрывать внешний контур движения воздушного потока, направляя весь входящий в воздухозаборник воздушный поток во внутренний контур, а при движении шайбы против направления движения воздушного потока створки могут закрываются и открывать внешний контур движения воздушного потока, при этом с внешней стороны устройство частично закрыто обтекателем.

Сущность изобретения поясняется чертежами.

На фиг.1 приведена вертикальная проекция высотного турбовентиляторного двигателя с установленным на нем устройством обеспечения высотности, находящимся в исходном состоянии.

На фиг.2 приведена вертикальная проекция высотного турбовентиляторного двигателя с установленным на нем устройством обеспечения высотности, находящимся в положении полного перекрытия внешнего контура

На этих фигурах:

1 - воздухозаборник;

2 - вентилятор;

3 - компрессор низкого давления;

4 - компрессор высокого давления;

5 - вал ротора низкого давления;

6 - вал ротора высокого давления;

7 - камера сгорания;

8 - турбина высокого давления;

9 - турбина низкого давления;

10 - сопло;

11 - гидроцилиндр;

12 - шток гидроцилиндра;

13 - цилиндрическая шайба;

14 - тяга;

15 - створка;

16 - обтекатель.

Осуществление изобретения

Пример возможной реализации предложенного технического решения.

На фиг.1 изображен высотный турбовентиляторный двигатель в разрезе. Двигатель имеет воздухозаборник 1, вентилятор 2 и два контура движения воздушного потока, внутренний и внешний. Внутренний контур содержит компрессор низкого давления 3, компрессор высокого давления 4, вал ротора низкого давления 5, полый вал ротора высокого давления 6, камеру сгорания 7, турбину высокого давления 8, турбину низкого давления 9 и сопло 10. Вал ротора низкого давления 5 соединяет вентилятор 2 и компрессор низкого давления 3 с турбиной низкого давления 9. Вал ротора высокого давления 6 соединяет компрессор высокого давления 4 с турбиной высокого давления 8. Устройство, повышающее высотность двигателя включает гидроцилиндр 11, шток которого 12 шарнирно соединен с цилиндрической шайбой 13. Шайба 13 тягой 14 шарнирно соединена со створкой 15. Створка 15 шарнирно закреплена на торце внутреннего контура и обеспечивает перекрытие внешнего контура движения воздушного потока на высотах полета более 11 км. На фиг.1 створка 15 находится в исходном положении и обеспечивает независимую работу обоих контуров движения воздушного потока. На фиг.2 створка 15 находится в раскрытом положении, в котором она перекрывает внешний контур воздушного потока. Раскрытие створки 15 производится путем перемещения штока 12 цилиндра 11 и соединенного с ним цилиндрической шайбы 13 по направлению движения воздушного потока. Возвращение створки 15 в исходное положение производится путем перемещения штока 12 цилиндра 11 и соединенного с ним цилиндрической шайбы 13 в направлении, противоположном движению воздушного потока. С внешней стороны устройство частично закрыто обтекателем 16. Гидроцилиндры расположены равномерно по периметру внутреннего контура двигателя. Их количество составляет не менее четырех.

Высотный турбовентиляторный двигатель, сравниваемый с приведенным на фиг.1 и фиг.2, имеет следующие характеристики: диаметр вентилятора 1900 мм, степень двухконтурности 8,5. Имеет трех ступенчатый компрессор низкого и восьми ступенчатый компрессор высокого давления, двух ступенчатую турбину высокого и шести ступенчатую турбину низкого давления и обеспечивает взлетную тягу 14 тс. Крейсерская высота полета 20 км.

Высотный турбовентиляторный двигатель работает следующим образом. При подъеме самолета до высоты полета 11 км двигатель работает в режиме двухконтурности. На высоте 11 км подается команда, по которой гидроцилиндры втягивают в себя штоки, в результате чего створки перекрывают внешний контур движения воздушного потока. При этом весь воздушный поток, поступающий в воздухозаборник, направляется во внутренний контур. При снижении высоты полета самолета до 11 км подается другая команда, по которой гидроцилиндры выдвигают штоки, в результате чего створки возвращаются в исходное положение, открывая внешний контур движения воздушного потока.

В результате применения настоящего изобретения техническое решение, направленное на разработку высотного турбовентиляторного двигателя, обеспечивающего повышение экономичности полета, реализуется за счет применения устройства, перекрывающего при подъеме на высоту 11 км внешний контур движения воздушного потока и направляющего при этом весь входящий в воздухозаборник воздушный поток во внутренний контур, и, напротив, открывающего внешний контур при снижении высоты полета до 11 км, и состоящего из гидроцилиндров, которые своими штоками перемещают цилиндрическую шайбу и связанные с ней тяги, шарнирно связанные со створками, и, в итоге, поворачивают створки, управляющие перекрытием внешнего канала движения воздушного потока.

Высотный турбовентиляторный двигатель, содержащий воздухозаборник, вентилятор, два контура движения воздушного потока, внутренний и внешний, внутренний контур содержит компрессор низкого давления, соединенный валом ротора низкого давления с турбиной низкого давления, компрессор высокого давления, соединенный полым валом ротора высокого давления с турбиной высокого давления, камеру сгорания и сопло, и наружный контур, также заканчивающийся соплом, отличающийся тем, что он снабжен устройством, имеющим возможность перекрывать на заданной высоте полета внешний контур движения воздушного потока и направлять весь входящий в воздухозаборник воздушный поток во внутренний контур, установленным на наружной стороне внутреннего контура в районе компрессора и камеры сгорания и состоящим из гидроцилиндров, штоками соединенных шарнирно с цилиндрической шайбой, охватывающей по периметру весь внутренний контур, имеющей возможность перемещения вдоль оси двигателя и соединенной шарнирно тягами со створками, установленными с нахлестом относительно друг друга, закрепленными в свою очередь шарнирно на торце корпуса внутреннего контура и имеющими возможность разделять воздушный поток на внутренний и внешний, так что при движении шайбы по направлению движения воздушного потока створки имеют возможность раскрываться и перекрывать внешний контур движения воздушного потока, направляя весь входящий в воздухозаборник воздушный поток во внутренний контур, а при движении шайбы против направления движения воздушного потока створки могут закрываться и открывать внешний контур движения воздушного потока, при этом с внешней стороны устройство частично закрыто обтекателем.

Изобретение относится к области воздушно-реактивных двигателей, сочетающих в себе одновременно достоинства турбовинтовых двигателей (ТВД) и турбореактивных двигателей (ТРД), эффективно работающих в широком диапазоне - от нулевых до сверхзвуковых скоростей до двух Махов, и которые могут использоваться для дальнемагистральной сверхзвуковой высокоэффективной и надежной авиации, обеспечивая высокие КПД, экономичность и надежность в диапазоне скоростей летательного аппарата 0-800 км/ч, и высокую эффективность с удельным импульсом, равным 3000 при скоростях летательного аппарата в диапазоне 1-2 Маха.

Промежуточный корпус компрессора двухконтурного турбореактивного двигателя // 2776003

Изобретение относится к области турбомашиностроения, а именно, к элементам конструкции промежуточных корпусов турбореактивных двигателей. Промежуточный корпус компрессора двухконтурного турбореактивного двигателя содержит составной конический разделитель потока, силовые стойки, размещенные между наружным и внутренним контурами, объединенные составным коническим разделителем потока, состоящим из неподвижных и подвижных секторов.

Промежуточный корпус компрессора двухконтурного турбореактивного двигателя // 2729558

Изобретение относится к области турбомашиностроения, а именно к элементам конструкции промежуточных корпусов газотурбинных двигателей. Техническим результатом, достигаемым при использовании заявленного изобретения, является повышение надежности и снижение массы конструкции, за счет уменьшения количества деталей, а также упрощение системы управления двигателем.

Внутренний корпус промежуточного корпуса для турбореактивного двигателя самолета, промежуточный корпус, содержащий такой внутренний корпус, и турбореактивный двигатель, содержащий такой промежуточный корпус // 2714388

Изобретение относится к области турбореактивных двигателей для самолетов, а именно к внутреннему корпусу промежуточного корпуса для турбореактивного двигателя, промежуточному корпусу для турбореактивного двигателя и турбореактивному двигателю. Изобретение позволяет повысить надежность и эффективность использования выпускного патрубка внутреннего корпуса турбореактивного двигателя, выполненного из композитного материала, в области с риском воспламенения.

Способ работы трехконтурного турбореактивного двигателя с форсажной камерой // 2675637

Способ работы трехконтурного турбореактивного двигателя с форсажной камерой заключается в том, что сжатый воздух из регулируемого вентилятора разделяют на поток первого контура и поток второго контура. Для формирования потока третьего контура канал третьего контура подключают через переключатель к воздухозаборному устройству.

Промежуточный корпус компрессора двухконтурного турбореактивного двигателя // 2672015

Изобретение относится к области турбомашиностроения, а именно к элементам конструкции промежуточных корпусов газотурбинных двигателей. Указанный технический результат достигается тем, что промежуточный корпус турбомашины с разделителем потока, содержащий силовые стойки, размещенные между наружным и внутренним контурами и соединенные между собой кольцевым коническим разделителем потока турбомашины, согласно изобретению разделитель потока выполнен составным в виде подвижных и неподвижных секторов, причем неподвижные сектора выполнены за одно целое с силовыми стойками, между которыми расположены подвижные сектора, торцевые стенки которых соединены поворотными осями с близлежащими неподвижными секторами, а задние стенки подвижных секторов кинематически соединены с приводом, размещенным на промежуточном корпусе.

Газотурбинный двигатель // 2644660

Изобретение относится к газотурбинным двигателям авиационного и наземного применения. Газотурбинный двигатель содержит газогенератор, выход которого соединен с силовой свободной турбиной.

Способ работы трехконтурного турбореактивного двигателя // 2637153

Способ работы трехконтурного турбореактивного двигателя с форсажной камерой заключается в том, что сжатый воздух из адаптивного вентилятора разделяют на три потока. Поток первого контура подают в газогенератор, выхлопные газы из которого подают в турбину низкого давления, а от нее через смеситель и форсажную камеру в основное реактивное сопло.

Клапанный узел вентилятора // 2623704

Изобретение относится к области авиационного двигателестроения, а именно к клапанным устройствам для газотурбинных двигателей. Клапанный узел вентилятора содержит корпус канала перепуска с установленным на нем с возможностью осевого перемещения кольцевым клапаном и механизм перемещения кольцевого клапана с приводом, размещенным над корпусом канала перепуска.

Турбореактивный двигатель // 2592937

Изобретение относится к авиационным турбореактивным двигателям, включая двигатели для сверхзвуковых многорежимных самолетов. В турбореактивном двигателе с внешней стороны от канала наружного контура выполнен канал третьего контура, образованный на входе в двигатель промежуточными полками входного направляющего аппарата вентилятора и внешним корпусом двигателя и далее ниже по потоку - разделительными полками рабочих и спрямляющих лопаток вентилятора совместно с внешним корпусом двигателя.