RU2294445C2 - Двухконтурный реактивный двигатель - Google Patents
Двухконтурный реактивный двигатель Download PDFInfo
- Publication number
- RU2294445C2 RU2294445C2 RU2004125086/06A RU2004125086A RU2294445C2 RU 2294445 C2 RU2294445 C2 RU 2294445C2 RU 2004125086/06 A RU2004125086/06 A RU 2004125086/06A RU 2004125086 A RU2004125086 A RU 2004125086A RU 2294445 C2 RU2294445 C2 RU 2294445C2
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- fan
- engine
- turbine
- control system
- reverse
- Prior art date
Links
Landscapes
- Control Of Vehicle Engines Or Engines For Specific Uses (AREA)
- Output Control And Ontrol Of Special Type Engine (AREA)
Abstract
Двухконтурный газотурбинный двигатель состоит из первичного контура, включающего компрессор, камеру сгорания, турбину, и вторичного контура, содержащего вентилятор, смеситель с реактивным соплом, систему регулирования. Вентилятор соединен с электродвигателем и валом двигателя через обгонную муфту, настрой которой определяет нижний предел регулирования оборотов вентилятора. Система регулирования выполнена с возможностью независимого регулирования обоих контуров на режимах прямой и обратной тяги. Режим обратной тяги может быть осуществлен путем изменения направления вращения вентилятора. Изобретение направлено на повышение надежности двигателя, исключает сложную систему реверса в виде створок или ковшей и попадание посторонних частиц за счет изменения направления струи. 1 ил.
Description
Изобретение может быть использовано в авиационной технике и энергетических установках любого типа.
Двухконтурные реактивные двигатели широко распространены в авиации и имеют разные конструктивные решения (см. энциклопедию "Авиация" под ред. Г.П.Свищева, М., 2001 г.). Они применяются на современных пассажирских и транспортных самолетах и имеют хорошие эксплуатационные характеристики. Одним из лучших отечественных двигателей является двухконтурный реактивный двигатель ПС-90А, который применяется на самолетах Ту-204 и Ил-96.
Однако на двухконтурных двигателях сложно решить проблемы совместного регулирования контуров и обеспечить режимы обратной тяги, которые необходимы для сокращения посадочной дистанции самолета.
Целью предлагаемого изобретения является схемное разделение двух контуров, обеспечение независимого регулирования при выполнении режимов прямой и обратной тяги.
Для этого вентилятор вторичного контура соединен с электродвигателем, который электрически соединен с электрогенератором, механически соединенным с коробкой агрегатов первичного контура, при этом управление оборотами роторов первичного и вторичного контуров осуществляется путем подачи топлива в камеру сгорания, тяга образуется за счет истечения струи смеси газов из обоих контуров, а реверс осуществляется путем изменения направления вращения вентилятора.
Предложение поясняется чертежом.
Двигатель состоит из воздухозаборника 1, поддерживающих лопаток 2, вентилятора вторичного контура 3, компрессора первичного контура 4, направляющих лопаток 5, камеры сгорания 6, турбины 7, внутренней обечайки 8, внешней обечайки 9, смесителя 10, вала ротора двигателя 11, створок перепуска с приводом 12, обгонной муфты 13, коробки самолетных агрегатов 14, стартера 15, электрогенератора 16, вала вентилятора 17, электродвигателя 18. Аппаратура топливо- и энергопитания, системы защиты и управления условно не показаны.
Двигатель работает следующим образом.
На земле на режиме запуска к стартеру 15 подается сжатый воздух от внешнего источника и производится раскрутка ротора двигателя 11 и основных агрегатов, связанных с этим ротором (вентилятора 3, ротора компрессора 4, турбины 7). После выхода первичного контура на обороты запуска подается топливо в камеру сгорания 6 и двигатель выводится на обороты малого газа.
После этого включается электропитание двигателя 18 и вентилятор 3 получает возможность независимого регулирования по оборотам: от двигателя 18 через вал 17 и от основного вала 11 через муфту обгона 13. Далее на всех режимах обороты вентилятора 3 регулируются независимо, при этом нижний предел регулирования определяется настройкой муфты обгона 12. Расчетным для согласования режимов работы обоих контуров является крейсерский режим.
Предложение позволяет:
- обеспечить режим реверса путем изменения направления вращения вентилятора 3 путем управления двигателем 18; при этом реверс не связан с изменением направления струи двигателей, а реализуется на лопатках вентилятора;
- исключить сложную систему реверса в виде створок или ковшей и исключить попадание посторонних частиц за счет изменения направления струи;
- повысить надежность двигателя путем дублирования привода вентилятора 3;
- обеспечить на крейсерских режимах тонкое регулирование цикла двигателя за счет независимого регулирования цикла первичного контура и вентилятора.
Некоторое усложнение схемы регулирования и установка электродвигателя 18 полностью компенсируются отмеченными преимуществами.
На предприятии выполнены расчеты, подтверждающие возможность реализации предлагаемой схемы.
Claims (1)
- Двухконтурный газотурбинный двигатель, состоящий из первичного контура, включающего компрессор, камеру сгорания, турбину, и вторичного контура, содержащего вентилятор, смеситель с реактивным соплом, систему регулирования, отличающийся тем, что вентилятор соединен с электродвигателем и валом двигателя через обгонную муфту, настрой которой определяет нижний предел регулирования оборотов вентилятора, система регулирования выполнена с возможностью независимого регулирования обоих контуров на режимах прямой и обратной тяги, при этом режим обратной тяги может быть осуществлен путем изменения направления вращения вентилятора.
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2004125086/06A RU2294445C2 (ru) | 2004-08-18 | 2004-08-18 | Двухконтурный реактивный двигатель |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2004125086/06A RU2294445C2 (ru) | 2004-08-18 | 2004-08-18 | Двухконтурный реактивный двигатель |
Publications (2)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2004125086A RU2004125086A (ru) | 2006-01-27 |
RU2294445C2 true RU2294445C2 (ru) | 2007-02-27 |
Family
ID=36047662
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2004125086/06A RU2294445C2 (ru) | 2004-08-18 | 2004-08-18 | Двухконтурный реактивный двигатель |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU2294445C2 (ru) |
Cited By (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
CN106704034A (zh) * | 2015-11-14 | 2017-05-24 | 熵零股份有限公司 | 构建动力系统的方法及其装置 |
-
2004
- 2004-08-18 RU RU2004125086/06A patent/RU2294445C2/ru not_active IP Right Cessation
Cited By (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
CN106704034A (zh) * | 2015-11-14 | 2017-05-24 | 熵零股份有限公司 | 构建动力系统的方法及其装置 |
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
RU2004125086A (ru) | 2006-01-27 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
US20210262398A1 (en) | Gas turbine engine stall margin management | |
US11427340B2 (en) | Propulsion system for an aircraft | |
CA2954914C (en) | Hybrid propulsion system | |
EP3604784B1 (en) | Adaptive engine with boost spool | |
EP2452878B1 (en) | Propulsion system for an aircraft, aircraft and method of operating a propulsion system | |
US8291715B2 (en) | Bi-modal turbine assembly and starter / drive turbine system employing the same | |
US8324746B2 (en) | Variable drive gas turbine engine | |
JP7385438B2 (ja) | ガスタービンエンジン、およびガスタービンエンジンの動作方法 | |
US20160023773A1 (en) | Hybrid electric pulsed-power propulsion system for aircraft | |
US20160237917A1 (en) | Method for optimising the specific consumption of a twin helicopter | |
CN106574574A (zh) | 涡轮喷气发动机的混成压缩机 | |
EP3736423A1 (en) | Hybrid electric aircraft propulsion system | |
JP2005256840A (ja) | ガスタービンエンジンを運転するための方法及び装置 | |
JPH10502152A (ja) | マルチ・スプール・バイパス・ターボファン・エンジン | |
JP7362678B2 (ja) | 航空機の推進システム、および、航空機の機体後部に組み込まれたそのような推進システムによって動力が与えられる航空機 | |
JP2019038465A (ja) | 垂直離着陸機 | |
CN114109603A (zh) | 飞行中混合动力电动发动机停机 | |
US11619192B2 (en) | Synergistic hybrid propulsion | |
EP3885551A1 (en) | Systems and methods for hybrid electric turbine engines | |
US20160230672A1 (en) | System and method for emergency starting of an aircraft turbomachine | |
RU2522208C1 (ru) | Пилон газотурбинного двигателя в сборе и система газотурбинного двигателя | |
RU2294445C2 (ru) | Двухконтурный реактивный двигатель | |
RU2782719C2 (ru) | Двигательная установка летательного аппарата и летательный аппарат, приводимый в движение такой двигательной установкой, встроенной в заднюю часть фюзеляжа летательного аппарата | |
EP4273380A1 (en) | Transmission and method for control of boost spool | |
EP4273381A1 (en) | Transmission and method for control of boost spool |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
RH4A | Copy of patent granted that was duplicated for the russian federation |
Effective date: 20140704 |
|
MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20180819 |