RU2303152C1 - Реактивная двигательная установка летательного аппарата - Google Patents
Реактивная двигательная установка летательного аппарата Download PDFInfo
- Publication number
- RU2303152C1 RU2303152C1 RU2006100248/06A RU2006100248A RU2303152C1 RU 2303152 C1 RU2303152 C1 RU 2303152C1 RU 2006100248/06 A RU2006100248/06 A RU 2006100248/06A RU 2006100248 A RU2006100248 A RU 2006100248A RU 2303152 C1 RU2303152 C1 RU 2303152C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- electric
- fan
- jet
- gas
- electric motor
- Prior art date
Links
Landscapes
- Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
Abstract
Изобретение относится к реактивным двигателям летательных аппаратов. Реактивная двигательная установка включает устройство для сжатия поступающего в газовый тракт установки атмосферного воздуха, камеру сгорания, реактивное сопло, по крайней мере, один электрический двигатель для привода устройства для сжатия воздуха и источники электроэнергии, соединенные электрической связью, по крайней мере, с одним электрическим двигателем, согласно изобретению устройство для сжатия воздуха выполнено в виде вентилятора, а источники электроэнергии - в виде электрохимических генераторов, или электрических аккумуляторов, или электромашинных генераторов тока, оснащенных для привода поршневым двигателем внутреннего сгорания. Изобретение обеспечивает увеличение эксплуатационной надежности и ресурса установки за счет снижения уровня максимально возможных температур в газовом тракте. 1 ил.
Description
Изобретение имеет отношение к группе реактивных двигательных установок, которые для приведения в действие имеющегося в них компрессора или нагнетателя содержат иной привод, чем газовая турбина, и предназначено для использования на реактивных самолетах.
Известна реактивная двигательная установка летательного аппарата, содержащая трубу, имеющую вход для приема атмосферного воздуха и выход. В трубе размещены ротор, для создания в трубе разрежения, расположенное за ротором спрямляющее устройство, предназначенное для преобразования направления движения воздуха, текущего от лопастей ротора, и удлиненный элемент для снижения турбулентности воздушного осевого потока, расположенный в трубе коаксиально и простирающийся от ротора до выхода (з. Великобритании №1540068, кл. F02K 5/00, оп. 7.02.79). Движущая сила обеспечивается благодаря создаваемому в трубе разрежению. Наибольшее разрежение установка имеет непосредственно за ротором у лопаток спрямляющего аппарата. Ротор, включающий ступицу и множество лопастей, приводится во вращение электрическим двигателем, который может устанавливаться на летательном аппарате внутри трубы или вне трубы. Двигательная установка недостаточно эффективна в работе и имеет малую мощность.
Наиболее близкой к заявляемой конструкции является реактивная двигательная установка летательного аппарата, в состав которой входят: устройство для сжатия поступающего в газовый тракт установки атмосферного воздуха, камера сгорания, реактивное сопло, по крайней мере один электрический двигатель для привода устройства для сжатия воздуха, источники электроэнергии, соединенные электрической связью, по крайней мере, с одним электрическим двигателем (пат. США №3678306, кл. 310/11, оп. 18.07.72). Установка также содержит по ходу движения рабочего потока расположенные друг за другом дополнительную камеру сгорания, помимо основной, и газовую турбину, при этом турбина находится перед основной камерой сгорания. Устройство для сжатия воздуха выполнено в виде компрессора. Необходимая для работы электрического двигателя электроэнергия вырабатывается при помощи источника электроэнергии, выполненного в виде магнитогидродинамического генератора. Также в установке используется второй источник электроэнергии, который содержит электрическую машину, ротор которой связан с газовой турбиной. Недостатками установки являются ее недостаточная эксплуатационная надежность и низкий ресурс, которые обусловлены разрушением ее конструктивных элементов под воздействием очень высоких температур.
Задачей изобретения является уменьшение вероятности выхода из строя конструктивных элементов и, следовательно, увеличение эксплуатационной надежности и ресурса установки за счет снижения уровня максимально возможных температур в газовом тракте.
Снижение уровня максимально возможных температур в газовом тракте достигается тем, что в реактивной двигательной установке летательного аппарата, включающей устройство для сжатия поступающего в газовый тракт установки атмосферного воздуха, камеру сгорания, реактивное сопло, по крайней мере один электрический двигатель для привода устройства для сжатия воздуха, источники электроэнергии, соединенные электрической связью, по крайней мере, с одним электрическим двигателем, согласно изобретению устройство для сжатия воздуха выполнено в виде вентилятора, а источники электроэнергии - в виде электрохимических генераторов, или электрических аккумуляторов, или электромашинных генераторов тока, оснащенных для привода поршневым двигателем внутреннего сгорания.
Выполнение устройства для сжатия атмосферного воздуха в виде вентилятора обеспечивает значительное сокращение количества энергии, затрачиваемой на сжатие. Невысокое энергопотребление вентилятора открывает возможность полного удовлетворения потребности в электроэнергии за счет менее мощных источников электропитания, чем те, которые предусмотрены в установке-прототипе. Использование для сжатия воздуха вентилятора, а также электрохимических генераторов, или электрических аккумуляторов, или электромашинных генераторов тока, оснащенных для привода поршневым двигателем внутреннего сгорания, в качестве источников электроэнергии, позволяет исключить из состава двигательной установки мощный магнитогидродинамический генератор. Отказ от магнитогидродинамического генератора, в области преобразовательного канала которого оптимальная рабочая температура составляет 3000 К, обуславливает в установке приемлемый для безопасной работы уровень максимальных температур в газовом тракте.
Применение в двигательной установке для сжатия воздуха только вентилятора, без использования компрессора, вполне реально. Тяга, как известно, в условиях работы установки возникает вследствие силового воздействия газового потока на проточные части ее элементов. Величина тяги определяется скоростью и температурой потока на выходе из сопла. Обычно в газотурбинных двигателях степень понижения давления газа в сопле πс составляет от 1,5 до 4. В то же время применяемые в них компрессоры обеспечивают степень повышения давления воздуха πк в интервале значений 10-40.
Расчеты показывают, что для получения тяги в 2400 кгс (около 23535 Н), при расходе воздуха 30 кг/с, можно иметь в установке следующие значения давления: перед реактивным соплом - в 1,5 раза больше давления окружающей атмосферы, а за устройством для сжатия воздуха - такое же по величине, как давление перед реактивным соплом. Необходимую степень повышения давления воздуха может полностью обеспечивать вентилятор. Для работы вентилятора требуется использование электрического двигателя с мощностью около 1 МВт. В сравнении с вентилятором энергозатраты на работу компрессора значительно больше: для работы компрессора требуются электрические двигатели мощностью десятки мегаватт.
В авиадвигателестроении применение вентилятора широко известно для турбореактивных двухконтурных двигателей. Такие двигатели содержат одновременно и компрессор. Вентилятор расположен, как правило, перед компрессором внутреннего контура двигателя и работает обычно на оба контура. В зависимости от степени двухконтурности двигателя вентилятор может быть одно- или многоступенчатым. Для одноступенчатых вентиляторов оптимальная степень повышения давления воздуха πв лежит в пределах 1,2-1,7. Многоступенчатый вентилятор обеспечивает значения πв от 3 до 5, в зависимости от степени двухконтурности двигателя (см. Энциклопедия «Авиация». - Москва: Большая Российская энциклопедия, 1994, стр.129).
В справочной технической литературе определено различие между вентилятором и компрессором по функциональному назначению:
вентилятор - устройство, создающее избыточное давление воздуха или другого газа до 0,015 МПа для их перемещения;
компрессор - устройство для сжатия воздуха или газа до избыточного давления не ниже 0,015 МПа.
Вентилятор перемещает и сжимает газовую среду при степени повышения давления πв до 1,15, а компрессор сжимает газ при πк выше значения 1,15 (см. Черкасский В.М. Насосы, вентиляторы, компрессоры. - М.: Энергоатомиздат, 1984, стр.13).
Из вышеизложенного следует, что правильно считать компрессор и вентилятор разными самостоятельными устройствами, хотя иногда в технической литературе, имеющей отношение к авиационным двигателям, не делают строгого различия между ними и относят, например, вентилятор к частям компрессора.
Кроме того, благодаря выполнению устройства для сжатия воздуха в виде вентилятора, а источников электроэнергии в виде электрохимических генераторов, или электрических аккумуляторов, или электромашинных генераторов тока, оснащенных для привода поршневым двигателем внутреннего сгорания, автоматически отпадает потребность в наличии газовой турбины. Наличие газовой турбины, расположенной по ходу газового потока за камерой сгорания, всегда требует проведения технических мероприятий, направленных на защиту таких ее теплонапряженных элементов, как диски ротора и лопатки. Исключение турбины также повышает надежность и ресурс двигательной установки.
Энергия, высвобождающаяся при сгорании топлива в камере сгорания, практически полностью преобразуется в кинетическую энергию газового потока. Отсутствие турбины позволяет увеличить температуру газов за камерой сгорания до 2200-2400 К, в то время как для современных авиационных двигателей она составляет 1900 К.
Электрохимические генераторы, наиболее популярным представителем которых сегодня являются топливные элементы, в настоящее время постепенно начинают использоваться в качестве источников электроэнергии на транспорте. Так, в России для корабля «Буран» были созданы топливные элементы (ст. Худякова С.А. и Поспелова B.C., ж. «Наука и жизнь». 1990, №9, с.60-65). Для транспорта особенно пригодны топливные элементы с протонобменными мембранами (РЖ ВИНИТИ «Энергетика». 2005. №7, 05.07-22Ф.38). Многие из 26 стран-членов Международного энергетического агентства интенсифицируют НИОКР по топливным элементам. Правительства этих стран расходуют на новые разработки до 500 миллионов долларов в год (РЖ ВИНИТИ «Энергетика». 2005. №8, 05.08-22Ф.8). В России, на Уральском электрохимическом комбинате, изготавливается рекомендованный для опытных работ с самолетами электрохимический генератор с номинальной электрической мощностью 10 кВт и пиковой 25 кВт. Этот генератор был продемонстрирован на Международном Авиационно-космическом салоне в г.Жуковском (Россия).
Электрические аккумуляторы, являющиеся основой аккумуляторных батарей, тоже являются перспективными источниками электроэнергии для летательных аппаратов. В авиации последние 20 лет применяются свинцовые аккумуляторы с регулирующим клапаном (САРК). Существуют аккумуляторные батареи из САРК для космических, военных и коммерческих применений (РЖ ВИНИТИ «Энергетика». 2005. №7, 05.07-22Ф.100). Фирма АЕА Battery System поставляет для аэрокосмической промышленности облегченные литий-ионные аккумуляторные батареи (РЖ ВИНИТИ «Энергетика». 2005. №3, 05.03-22Ф.82). Уральским электрохимическим заводом (Россия, г.Новоуральск) разработаны никель-водородные аккумуляторные батареи. Удельная мощность этих батарей составляет 70 Вт·ч/кг, а удельная плотность энергии - 200 Вт·ч/л. Аккумуляторные батареи успешно работали в течение двух лет на спутнике «Ямал» (РЖ ВИНИТИ «Электротехника». 2004. №9, 04.09-21Л.94).
Электромашинные генераторы тока, оснащенные для привода поршневым двигателем внутреннего сгорания (ДВС), изготавливаются, главным образом, в виде электрических дизель-генераторов. В качестве поршневого ДВС может применяться не только дизель, но и бензиновый, и газовый ДВС. Электромашинные генераторы активно используются на транспорте. Известно использование дизель-генераторов для производства электрической энергии на судах (РЖ ВИНИТИ «Энергетика». 2005. №4, 05.04-22С.168). Министерство обороны Великобритании заказало компании Mawdsley 1600 дизель-генераторов мощностью по 4,5 кВт. Агрегаты будут использоваться в разных целях, в т.ч. в машинах для поддержки пехоты (РЖ ВИНИТИ «Энергетика». 2005. №3, 05.03-22С.159). В России дизельные и газовые электромашинные генераторы мощностью от 315 до 630 кВт разрабатывает и производит ОАО «Волжский дизель им. Маминых» (РЖ ВИНИТИ «Энергетика». 2005. №7, 05.03-22С.159).
Все рассмотренные выше источники электроэнергии имеют хорошие перспективы в использовании для новой реактивной двигательной установки летательного аппарата.
Предлагаемая реактивная двигательная установка обладает принципиально новой конструктивной схемой и может именоваться электровентиляторной.
Установка может содержать как один электрический двигатель, так и несколько.
Вентилятор в установке может быть одно- или многоступенчатым.
Сущность изобретения поясняется чертежом, на котором представлена схема реактивной двигательной установки летательного аппарата.
Установка включает конструктивные элементы, образующие непосредственно воздушно-реактивный двигатель: вентилятор 1, электрический двигатель 2 для привода вентилятора 1, камеру сгорания 3 и реактивное сопло 4. В состав установки также входят источники электроэнергии 5, например, в виде электрических дизель-генераторов. Источники электроэнергии 5 размещены на летательном аппарате отдельно от воздушно-реактивного двигателя и соединены через электрические проводники (не обозначены) с электрическим двигателем 2.
В процессе работы реактивной двигательной установки атмосферный воздух, поступающий на вход газового тракта воздушно-реактивного двигателя, сжимается вентилятором 1 до значений степени повышения давления πв, оговоренных выше, и подается в камеру сгорания 3. В камере сгорания 3 к потоку воздуха подводится тепло. Вследствие уменьшения плотности газа при его нагреве давление газа в камере сгорания незначительно уменьшается. В сопле 4 происходит нарастание скорости движения газового потока, сопровождаемое его расширением и падением давления. Электрический двигатель 2, приводящий во вращение вентилятор 1, работает от источников электроэнергии 5, в качестве которых используются электрические дизель-генераторы.
Claims (1)
- Реактивная двигательная установка летательного аппарата, включающая устройство для сжатия поступающего в газовый тракт установки атмосферного воздуха, камеру сгорания, реактивное сопло, по крайней мере, один электрический двигатель для привода устройства для сжатия воздуха, источники электроэнергии, соединенные электрической связью, по крайней мере, с одним электрическим двигателем, отличающаяся тем, что устройство для сжатия воздуха выполнено в виде вентилятора, а источники электроэнергии - в виде электрохимических генераторов, или электрических аккумуляторов, или электромашинных генераторов тока, оснащенных для привода поршневым двигателем внутреннего сгорания.
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2006100248/06A RU2303152C1 (ru) | 2006-01-10 | 2006-01-10 | Реактивная двигательная установка летательного аппарата |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2006100248/06A RU2303152C1 (ru) | 2006-01-10 | 2006-01-10 | Реактивная двигательная установка летательного аппарата |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2303152C1 true RU2303152C1 (ru) | 2007-07-20 |
Family
ID=38431141
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2006100248/06A RU2303152C1 (ru) | 2006-01-10 | 2006-01-10 | Реактивная двигательная установка летательного аппарата |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU2303152C1 (ru) |
Cited By (3)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2452261C1 (ru) * | 2011-02-18 | 2012-06-10 | Олег Иванович Квасенков | Способ производства консервов "тефтели по-молдавски в томатном соусе" |
CN104454235A (zh) * | 2014-12-05 | 2015-03-25 | 张旭超 | 一种混合动力喷气发动机 |
RU2728609C2 (ru) * | 2017-05-25 | 2020-07-31 | Арман Саркисович Акопян | Электротеплореактивный двигатель |
-
2006
- 2006-01-10 RU RU2006100248/06A patent/RU2303152C1/ru not_active IP Right Cessation
Cited By (3)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2452261C1 (ru) * | 2011-02-18 | 2012-06-10 | Олег Иванович Квасенков | Способ производства консервов "тефтели по-молдавски в томатном соусе" |
CN104454235A (zh) * | 2014-12-05 | 2015-03-25 | 张旭超 | 一种混合动力喷气发动机 |
RU2728609C2 (ru) * | 2017-05-25 | 2020-07-31 | Арман Саркисович Акопян | Электротеплореактивный двигатель |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
JP6542812B2 (ja) | ハイブリッド推進システム。 | |
EP3569498B1 (en) | Hybrid aircraft propulsion system | |
US11749818B2 (en) | Multi-stage turbocharging compressor for fuel cell systems | |
CN108137161B (zh) | 具有电气驱动压缩机的辅助动力单元 | |
US7690188B2 (en) | Combination engines for aircraft | |
US10119460B2 (en) | Integrated turboshaft engine | |
KR101599681B1 (ko) | 선체저항저감 시스템 및 선체의 저항저감 방법 | |
US20130214091A1 (en) | Auxiliary power system | |
JP2017534021A (ja) | 航空機ガスタービンエンジン用の排気セクション | |
US20200003115A1 (en) | Turbocharged gas turbine engine with electric power generation for small aircraft electric propulsion | |
ES2964474T3 (es) | Grupo motopropulsor de aeronave que comprende una disposición de ciclo cerrado recuperativa | |
EP4174304A1 (en) | Aircraft propulsion system | |
EP3726024B1 (en) | Cyclonic dirt separator for high efficiency brayton cycle based micro turbo alternator | |
US20190363381A1 (en) | Device For The Air Supply Of A Fuel Cell, Preferentially Of A Fuel Cell Operated With Hydrogen | |
CN114934857B (zh) | 一种变循环涡轮发动机 | |
RU2303152C1 (ru) | Реактивная двигательная установка летательного аппарата | |
US10125610B2 (en) | Air turbine engine for moving vehicle | |
WO2023249660A1 (en) | Compressor bypass for low altitude operations | |
US20240154497A1 (en) | Ecosystem pressure system | |
CN116198265B (zh) | 一种跨介质推进系统和航行器 | |
RU2806133C1 (ru) | Нагнетатель воздуха для системы кондиционирования воздуха летательного аппарата | |
US20240051671A1 (en) | Integral Propulsion and Auxiliary Power Generation System for Rocket Engine Powered Aircraft | |
CN107178424A (zh) | 一种飞机用质子交换膜燃料电池燃气轮机联合发电系统 | |
GB2620737A (en) | Independently modulated fuel cell compressors | |
Bogdanov | Uncooled choked-flow turbine for limited-power turbine engines |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20140111 |