RU209929U1 - Вспомогательный газотурбинный двигатель с функцией вспомогательной силовой установки - Google Patents

Вспомогательный газотурбинный двигатель с функцией вспомогательной силовой установки Download PDF

Info

Publication number
RU209929U1
RU209929U1 RU2021134306U RU2021134306U RU209929U1 RU 209929 U1 RU209929 U1 RU 209929U1 RU 2021134306 U RU2021134306 U RU 2021134306U RU 2021134306 U RU2021134306 U RU 2021134306U RU 209929 U1 RU209929 U1 RU 209929U1
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
engine
auxiliary
turbine
body element
aircraft
Prior art date
Application number
RU2021134306U
Other languages
English (en)
Inventor
Василий Иванович Богданов
Марина Александровна Холманова
Original Assignee
Публичное Акционерное Общество "Одк-Сатурн"
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Публичное Акционерное Общество "Одк-Сатурн" filed Critical Публичное Акционерное Общество "Одк-Сатурн"
Priority to RU2021134306U priority Critical patent/RU209929U1/ru
Application granted granted Critical
Publication of RU209929U1 publication Critical patent/RU209929U1/ru

Links

Images

Classifications

    • FMECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02CGAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
    • F02C7/00Features, components parts, details or accessories, not provided for in, or of interest apart form groups F02C1/00 - F02C6/00; Air intakes for jet-propulsion plants
    • F02C7/32Arrangement, mounting, or driving, of auxiliaries

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Connection Of Motors, Electrical Generators, Mechanical Devices, And The Like (AREA)

Abstract

Полезная модель относится к области авиадвигателестроения, преимущественно к вспомогательным (бустерным) двигателям и вспомогательным силовым установкам, обеспечивающим эффективный взлет, питание дополнительной электрической или другой энергией самолета на различных режимах эксплуатации, включая аварийные.Техническим результатом, на достижение которого направлена полезная модель, является повышения мощности турбины, повышение перепада давления на турбине. Дополнительным техническим результатом является расширение функциональных возможностей вспомогательного двигателя и повышение эффективности самолета в целом.Технический результат достигается тем, что во вспомогательном газотурбинном двигателе с функцией вспомогательной силовой установки, содержащем одновальный двухконтурный турбореактивный двигатель с двумя опорами, одноступенчатой турбиной, выходным устройством, внутри которого установлен конический корпусной элемент, образующий проточную часть, и электрогенератор, установленный за турбиной внутри конического корпусного элемента и механически связанный с двигателем, в отличие от известного, конический корпусной элемент снабжен электроприводом и установлен с возможностью перемещения вдоль оси выходного устройства в три положения, в одном из которых корпусной элемент полностью перекрывает проточную часть выходного устройства, во втором положении корпусной элемент частично перекрывает проточную часть выходного устройства, а в третьем положении проточная часть выходного устройства полностью открыта.

Description

Полезная модель относится к области авиадвигателестроения, преимущественно к вспомогательным (бустерным) двигателям и вспомогательным силовым установкам (ВСУ), обеспечивающим эффективный взлёт, питание дополнительной электрической или другой энергией самолёта на различных режимах эксплуатации, включая аварийные.
Перспективные технологии предполагают значительное повышение электрической мощности различных приводов (в основном за счёт сокращения гидромеханических и пневматических систем). Ведутся исследования по созданию электрического привода колёс для руления с выключенными основными двигателями. При этом должны повышаться мощности электрогенераторов и ёмкость аккумуляторных батарей (Воронович С., Каргопльцев В., Кутахов В. Полностью электрический самолёт // Авиапанорама. №2 (74), 2009; Умеренная гибридизация - путь к электрическим СУ на ближайшую перспективу // Обозрение ЦИАМ по материалам иностранных публикаций №7, IV - 2020).
Известен вспомогательный газотурбинный двигатель, содержащий одновальный двухконтурный турбореактивный двигатель с двумя опорами, одноступенчатой турбиной, выходным устройством, внутри которого установлен конический корпусной элемент, образующий проточную часть, (А.Л. Дынкин Самолет начинается с двигателя. Рыбинск: Рыбинское подворье, 1995. Кн.2. С. 298-309)
Вспомогательный двигатель РД-48 создает тягу на режимах взлёта и посадки. Но его нельзя использовать в качестве вспомогательной силовой установки большой мощности для выработки электроэнергии.
Наиболее близким к предлагаемому является вспомогательный газотурбинный двигатель, содержащий одновальный двухконтурный турбореактивный двигатель с двумя опорами, одноступенчатой высокоперепадной турбиной, выходным устройством, внутри которого установлен конический корпусной элемент, образующий проточную часть, и электрогенератор, установленный за турбиной внутри конического корпусного элемента и механически связанный с двигателем (В.И. Богданов Концепция совершенствования газотурбинных двигателей за счет применения высокоперепадных турбин // Изв. вузов. Авиационная техника. 2018. № 2. С. 93-99).
Двигатель выполнен в виде одновального ТРДД с двумя опорами, с одноступенчатой высокоперепадной турбиной, на одном валу с ТРДД установлен мощный стартер-генератор. Вспомогательный двигатель позволяет совместить высокую экономичность, свойственную ТРДД, и простую конструкцию с малой удельной массой, как у одновального ТРД.
Известный двигатель может быть использован в качестве вспомогательной силовой установки для выработки электроэнергии, но из-за того, что перепадом давления не управляют, его проточная часть не меняется, мощность вырабатываемой электроэнергии будет ограничена.
Технической задачей полезной модели является создание вспомогательного (бустерного) турбореактивного двигателя с функцией вспомогательной силовой установки, а именно придание двигателю дополнительной функции привода электрогенератора сравнительно большой мощности путем управления перепадом давления на турбине при минимальных тяге и расходе топлива.
Техническим результатом, на достижение которого направлена заявляемая полезная модель, является повышения мощности электрогенератора за счет повышения перепада давления на турбине путем изменения проходного сечения - выполнение корпусного конического элемента выдвижным с возможностью занимать три положения.
Дополнительным техническим результатом является расширение функциональных возможностей вспомогательного двигателя и повышение эффективности самолёта в целом, путем обеспечения самолёта энергией при взлете (создание дополнительной тяги), на стоянке и при рулении (с отключёнными основными двигателями) электрическим питанием при минимальном расходе топлива.
Технический результат достигается тем, что во вспомогательном газотурбинном двигателе с функцией вспомогательной силовой установки, содержащем одновальный двухконтурный турбореактивный двигатель с двумя опорами, одноступенчатой турбиной, выходным устройством, внутри которого установлен конический корпусной элемент, образующий проточную часть, и электрогенератор, установленный за турбиной внутри конического корпусного элемента и механически связанный с двигателем, в отличие от известного, конический корпусной элемент снабжен электроприводом и установлен с возможностью перемещения вдоль оси выходного устройства в три положения, в одном из которых корпусной элемент полностью перекрывает проточную часть выходного устройства, во втором положении корпусной элемент частично перекрывает проточную часть выходного устройства, а в третьем положении проточная часть выходного устройства полностью открыта.
Полезная модель поясняется фиг., на которой изображена схема предлагаемого вспомогательного газотурбинного двигателя с функцией вспомогательной силовой.
Вспомогательный газотурбинный двигатель с функцией вспомогательной силовой установки (фиг.) содержит одновальный двухконтурный турбореактивный двигатель (ТРДД) 1 с двумя опорами 2 и 3, одноступенчатой высокоперепадной турбиной 4 и выходным устройством 5. Внутри выходного устройства 5 установлен выдвижной конический корпусной элемент 6, образующий проточную часть 7.
На одном валу с ТРДД установлен мощный электрогенератор 8, который установлен за турбиной 4 внутри конического корпусного элемента 6 и механически, например, через муфту, рессору (на фиг. не показана) связана с двухконтурным турбореактивным двигателем 1.
Конический корпусной элемент 6 снабжен электроприводом 9, установленным в корпусе ТРДД 1. Корпусной элемент 6 установлен с возможностью перемещения вдоль оси выходного устройства 5 в три положения.
В одном положении 10 (показано пунктиром) конический корпусной элемент 6 полностью перекрывает проточную часть 7 выходного устройства 5, корпусной элемент 6 занимает крайнее правое положение.
Во втором положении 11 (показано пунктиром) конический корпусной элемент 6 частично перекрывает проточную часть 7 выходного устройства 5.
В третьем положении 12 проточная часть 7 выходного устройства 5 полностью открыта, конический корпусной элемент 6 занимает крайнее левое положение.
Устройство работает следующим образом.
Вспомогательный ГТД установлен в хвостовой части фюзеляжа самолёта. Три положения корпусного элемента 6 (фиг.) от электропривода 9 в выходном устройстве соответствуют трем режимам его работы.
Положение 11 корпусного элемента, в котором выходное устройство ТРДД частично перекрыто, соответствует режиму работы вспомогательного двигателя как бустерного - создание дополнительной тяги на взлёте и в аварийной ситуации, например, при отказе основного двигателя. На этом режиме выходное устройство частично раскрыто реализуется максимальная тяга. Воздух на вход установки подаётся при открытых створках входного устройства в хвостовой части фюзеляжа (на фиг. не показано). С электрогенератора снимается промежуточное значение мощности.
Положение 12 корпусного элемента 6, в котором выходное устройство ТРДД полностью раскрыто, соответствует режиму работы как вспомогательной силовой установки - обеспечение самолёта на стоянке и при рулении (с отключёнными основными двигателями) электрическим питанием при минимальном расходе топлива. На турбине реализуется максимальный перепад давлений для получения максимальной мощности на электрогенераторе, при этом тяга и расход топлива минимальны. При наличии электропривода колёс основные двигатели выключены.
Положение 10 корпусного элемента 6, в котором выходное устройство ТРДД полностью перекрыто соответствует крейсерскому режиму полета, т.е. вспомогательный двигатель отключен. Створки входного устройства в хвостовой части фюзеляжа закрыты (на фиг. не показано).
Предлагаемый вспомогательный ГТД не только создает дополнительную тягу на взлете и в полете при необходимости, но и обеспечивает режим вспомогательной силовой установки - обеспечение электроэнергией на стоянке и рулении.
Предлагаемый вспомогательный ГТД, выполненный в виде одновального ТРДД с двумя опорами и с одноступенчатой высокоперепадной турбиной, обеспечивает реализацию научно-технического задела авиадвигателестроения пятого поколения, минимальные массогабаритные характеристики и достаточно высокую экономичность.
Предлагаемый вспомогательный ГТД может быть использован для реализации новых перспективных технологий «Полностью электрический самолёт», «Более электрический самолёт».

Claims (1)

  1. Вспомогательный газотурбинный двигатель с функцией вспомогательной силовой установки, содержащий одновальный двухконтурный турбореактивный двигатель с двумя опорами, одноступенчатой турбиной, выходным устройством, внутри которого установлен конический корпусной элемент, образующий проточную часть, и электрогенератор, установленный за турбиной внутри конического корпусного элемента и механически связанный с двигателем, отличающийся тем, что конический корпусной элемент снабжен электроприводом и установлен с возможностью перемещения вдоль оси выходного устройства в три положения, в одном из которых корпусной элемент полностью перекрывает проточную часть выходного устройства, во втором положении корпусной элемент частично перекрывает проточную часть выходного устройства, а в третьем положении проточная часть выходного устройства полностью открыта.
RU2021134306U 2021-11-24 2021-11-24 Вспомогательный газотурбинный двигатель с функцией вспомогательной силовой установки RU209929U1 (ru)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2021134306U RU209929U1 (ru) 2021-11-24 2021-11-24 Вспомогательный газотурбинный двигатель с функцией вспомогательной силовой установки

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2021134306U RU209929U1 (ru) 2021-11-24 2021-11-24 Вспомогательный газотурбинный двигатель с функцией вспомогательной силовой установки

Publications (1)

Publication Number Publication Date
RU209929U1 true RU209929U1 (ru) 2022-03-23

Family

ID=80820575

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2021134306U RU209929U1 (ru) 2021-11-24 2021-11-24 Вспомогательный газотурбинный двигатель с функцией вспомогательной силовой установки

Country Status (1)

Country Link
RU (1) RU209929U1 (ru)

Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4731991A (en) * 1985-10-08 1988-03-22 Rolls-Royce Plc Gas turbine engine thrust reverser
US5285626A (en) * 1992-03-20 1994-02-15 Woodward Governor Company Drive for main engine auxiliaries for an aircraft gas turbine engine
RU2352800C2 (ru) * 2003-10-27 2009-04-20 Юнайтед Текнолоджиз Корпорейшн Способ и система генерирования мощности для привода вспомогательных агрегатов двигателя
RU2476701C2 (ru) * 2007-08-23 2013-02-27 Снекма Газотурбинный двигатель со средствами приведения в движение зубчатых передач блока вспомогательного оборудования и способ монтажа такого двигателя

Patent Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4731991A (en) * 1985-10-08 1988-03-22 Rolls-Royce Plc Gas turbine engine thrust reverser
US5285626A (en) * 1992-03-20 1994-02-15 Woodward Governor Company Drive for main engine auxiliaries for an aircraft gas turbine engine
RU2352800C2 (ru) * 2003-10-27 2009-04-20 Юнайтед Текнолоджиз Корпорейшн Способ и система генерирования мощности для привода вспомогательных агрегатов двигателя
RU2476701C2 (ru) * 2007-08-23 2013-02-27 Снекма Газотурбинный двигатель со средствами приведения в движение зубчатых передач блока вспомогательного оборудования и способ монтажа такого двигателя

Non-Patent Citations (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
Богданов В.И. Концепция совершенствования газотурбинных двигателей за счет применения высокоперепадных турбин, Авиационная техника, 2018 N2, с. 93-99. *

Similar Documents

Publication Publication Date Title
US10717539B2 (en) Hybrid gas-electric turbine engine
US10676198B2 (en) Distributed propulsion systems
US4222233A (en) Auxiliary lift propulsion system with oversized front fan
US9920689B2 (en) Hybrid wave rotor propulsion system
US8562284B2 (en) Propulsive fan system
US2696079A (en) Dual jet aircraft power plant
US8118253B1 (en) Auxiliary power unit (APU) of an aircraft
US10710734B2 (en) Hybrid aircraft propulsors having electrically-driven augmentor fans
US20180003109A1 (en) Power system for aircraft parallel hybrid gas turbine electric propulsion system
CN107696812B (zh) 油电混合动力系统及具有其的垂直起降飞行汽车
BR102019024239A2 (pt) Motor de turbina a gás, e, método para operar um motor de turbina a gás
EP3315747B1 (en) Fan module with rotatable vane ring power system
US11821360B2 (en) Aircraft propulsion system and aircraft powered by such a propulsion system built into the rear of an aircraft fuselage
BR102019011699A2 (pt) sistema de taxiamento elétrico híbrido (hets) ou sistema de taxiamento elétrico completo (fets)
US20180118363A1 (en) Fan module with adjustable pitch blades and power system
CN110985215B (zh) 用于微小型涡喷发动机的起发一体系统
US11619192B2 (en) Synergistic hybrid propulsion
EP3751111B1 (en) Integrated electro-aero-thermal engine
CN114934857A (zh) 一种变循环涡轮发动机
EP3034395B1 (en) Aircraft boundary layer removal with auxilliary power unit suction
US11015476B2 (en) Electrical energy generating system
RU209929U1 (ru) Вспомогательный газотурбинный двигатель с функцией вспомогательной силовой установки
RU2511829C2 (ru) Гибридный турбореактивный авиационный двигатель
US20180237130A1 (en) Aircraft using energy recovery systems
RU2782719C2 (ru) Двигательная установка летательного аппарата и летательный аппарат, приводимый в движение такой двигательной установкой, встроенной в заднюю часть фюзеляжа летательного аппарата