RU2322598C1

RU2322598C1 - Modular electrically-driven auxiliary gas-turbine plant

Info

Publication number: RU2322598C1
Application number: RU2006122261/06A
Authority: RU
Inventors: Олег Иванович Иванов (RU); Олег Иванович Иванов; Виктор Иванович Милешин (RU); Виктор Иванович МИЛЕШИН; Николай Иванович Огарко (RU); Николай Иванович Огарко
Priority date: 2006-06-22
Filing date: 2006-06-22
Publication date: 2008-04-20
Also published as: RU2006122261A

Abstract

FIELD: mechanical engineering; aircraft industry.

SUBSTANCE: proposed modular electrically-driven auxiliary gas-turbine plant consists of power gas-turbine engine module, auxiliary electrically driven compressor module and electronic digital control device module. Module of power gas-turbine engine serves to generate electric energy and it contains compressor, combustion chamber, turbine, electric generator set into rotation by turbine. Module of auxiliary electrically driven compressor serves to produce higher pressure air and it contains additional compressor, and electric motor which sets auxiliary compressor into operation. Module of electronic digital control device serves for optimum matching of operations of modules stated above connected to each other and to consumers of electric energy and higher pressure air, and it contains said modules control units, their operation optimization unit, variable=speed control unit of module of electrically driven auxiliary gas-turbine plant integrated with computer of automatic control system of cruise engines and aircraft. Module of power gas-turbine engine is installed, for instance, in tail part of aircraft hull. Module of auxiliary electrically-driven compressor is installed, for instance, in places of location of cruise engines. Module of electronic digital control device is installed with central automatic control system of cruise engines and aircraft. Module of power gas-turbine engine is connected with module of additional electrically driven compressor by two side communication network through module of electronic digital control device.

EFFECT: enlarged range of control of auxiliary compressor and reduced losses of power for building up higher pressure.

2 cl, 4 dwg

Description

Изобретение относится к газотурбинным двигателям, а конкретно к авиационным вспомогательным газотурбинным установкам, предназначенным для выработки электрической энергии и воздуха повышенного давления, и направлено на существенное увеличение экономичности, эксплуатационной надежности, ремонтопригодности, быстрой адаптации к требованиям компоновки и размещения на борту самолета и обеспечение податливости к изменению закона регулирования.The invention relates to gas turbine engines, and in particular to aircraft auxiliary gas turbine units designed to generate electric energy and high pressure air, and is aimed at a significant increase in efficiency, operational reliability, maintainability, quick adaptation to the requirements of the layout and placement on board the aircraft and providing flexibility to changing the law of regulation.

Вспомогательные газотурбинные установки (ВГТУ) или вспомогательные газотурбинные силовые установки являются достаточно самостоятельным направлением авиационного двигателестроения.Auxiliary gas turbine units (VGTU) or auxiliary gas turbine power plants are a fairly independent area of aircraft engine manufacturing.

Широкое распространение ВГТУ получили в качестве обязательного бортового оборудования самолета и в качестве наземного аэродромного оборудования.VSTU received widespread use as mandatory on-board equipment of the aircraft and as ground-based aerodrome equipment.

Основное назначение ВГТУ заключается в выработки электроэнергии и получении воздуха повышенного давления.The main purpose of VSTU is to generate electricity and produce high pressure air.

Электроэнергия требуется для работы различных самолетных систем, обеспечения управлением режимами полета и питания радиолокационного оборудования. Воздух повышенного давления необходим для запуска маршевых газотурбинных двигателей на земле и в условиях полета на различных высотах, а также для питания системы кондиционирования и противообледенительной системы.Electricity is required for the operation of various aircraft systems, providing control of flight regimes and powering radar equipment. High pressure air is needed to start marching gas turbine engines on the ground and in flight conditions at various altitudes, as well as to power the air conditioning system and the anti-icing system.

В конструкции современной вспомогательной газотурбинной установке имеется специальный приводной дополнительный компрессор, вырабатывающий воздух повышенного давления.The design of the modern auxiliary gas turbine unit has a special drive auxiliary compressor that produces high pressure air.

Наиболее близкими техническими решениями к заявляемому являются такие конструктивные решения вспомогательной газотурбинной установки, как одновальные и двухвальные ВГТУ.The closest technical solutions to the claimed are such structural solutions of the auxiliary gas turbine unit as single-shaft and twin-shaft VGTU.

Типичным представителем одновальной ВГТУ является ТА18-200 (ОАО «Аэросила», Россия, 2000 г., 3 л.), где дополнительный компрессор расположен на валу ротора газогенератора, при этом между дополнительным компрессором и турбиной газогенератора существует механическая связь. Газогенератор установки состоит из центробежного компрессора, противоточной камеры сгорания и двухступенчатой осевой турбины. Дополнительный центробежный компрессор имеет поворотные лопатки входного направляющего аппарата и кольцевой воздухосборный канал (улитку) на выходе из радиального диффузора. Кольцевой воздухосборный канал дополнительного компрессора соединен с воздушным трубопроводом самолета.A typical representative of a single-shaft VGTU is TA18-200 (JSC Aerosila, Russia, 2000, 3 l.), Where the additional compressor is located on the rotor shaft of the gas generator, while there is a mechanical connection between the additional compressor and the gas generator turbine. The gas generator of the installation consists of a centrifugal compressor, a counterflow combustion chamber and a two-stage axial turbine. The additional centrifugal compressor has rotary blades of the inlet guide vane and an annular air intake channel (cochlea) at the outlet of the radial diffuser. The annular air intake channel of the additional compressor is connected to the air pipe of the aircraft.

Дополнительный компрессор и компрессор газогенератора имеют общий кольцевой радиально-осевой воздухозаборник. За турбиной газогенератора расположено выходное сопло, к которому подсоединен патрубок трубопровода перепуска воздуха повышенного давления из воздухосборной улитки дополнительного компрессора. За дополнительным компрессором находится корпус коробки приводов со смонтированными на нем электрогенератором, двигательными и самолетными агрегатами, привод которых осуществляется выводным валом газогенератора.The additional compressor and the gas generator compressor have a common annular radial-axial air intake. An output nozzle is located behind the gas generator turbine, to which a branch pipe for the high pressure air bypass pipe from the air intake coil of an additional compressor is connected. Behind the additional compressor is the case of the drive box with an electric generator mounted on it, engine and aircraft units, the drive of which is carried out by the output shaft of the gas generator.

На приведенной принципиальной схеме компоновки одновальной вспомогательной газотурбинной установки показано, что дополнительный компрессор, компрессор газогенератора и силовая турбина газогенератора имеют один общий вал. Этот же вал является приводом электрогенератора. Воздух к дополнительному компрессору и компрессору газогенератора подводится общим воздухозаборником. Воздух повышенного давления из компрессора газогенератора поступает в камеру сгорания, а высокотемпературный газ из камеры сгорания подается в силовую турбину газогенератора. Из турбины газ отводится в атмосферу через сопло. Воздух повышенного давления из дополнительного компрессора подается в самолетную воздушную систему. Выходная система дополнительного компрессора каналом перепуска воздуха повышенного давления соединена с выхлопным соплом газогенератора.The above schematic diagram of the layout of a single-shaft auxiliary gas turbine installation shows that the additional compressor, gas generator compressor, and gas generator power turbine have one common shaft. The same shaft is the drive of the electric generator. The air to the additional compressor and the gas generator compressor is supplied by a common air intake. High-pressure air from the compressor of the gas generator enters the combustion chamber, and high-temperature gas from the combustion chamber is supplied to the power turbine of the gas generator. From the turbine, gas is vented to the atmosphere through a nozzle. High-pressure air from an additional compressor is supplied to the aircraft air system. The output system of the additional compressor is connected to the exhaust nozzle of the gas generator by an overpressure air bypass channel.

Типичными представителями двухвальной вспомогательной газотурбинной установки являются МС-2 (ОАО «Мотор Сич», Украина, 2000 г., 3 л.).Typical representatives of the twin-shaft auxiliary gas turbine plant are MS-2 (Motor Sich OJSC, Ukraine, 2000, 3 l.).

В двухвальных вспомогательных газотурбинных установках газогенератор и дополнительный компрессор имеют отдельные валы и отдельные турбины привода: силовую и свободную. Между свободной турбиной дополнительного компрессора и силовой турбиной газогенератора существует только газовая связь.In twin-shaft auxiliary gas turbine units, the gas generator and the additional compressor have separate shafts and separate drive turbines: power and free. Between a free turbine of an additional compressor and a power turbine of a gas generator, there is only a gas connection.

Газогенератор двухвальной вспомогательной установки, например, МС-2 (ОАО «Мотор Сич», Украина, 2003 г., 3 л.), состоит из центробежного компрессора, противоточной камеры сгорания, осевой ступени силовой турбины и осевой ступени свободной турбины. На валу свободной турбины расположен дополнительный центробежный компрессор, имеющий поворотные лопатки входного направляющего аппарата. Компрессоры газогенератора и дополнительный имеют общий воздухосборник. За свободной турбиной имеется выхлопное сопло, к которому подсоединен воздушный трубопровод перепуска воздуха повышенного давления из кольцевого воздухосборника дополнительного компрессора. За дополнительным компрессором находится корпус коробки приводов. На корпусе коробки приводов смонтированы электрогенератор, двигательные и самолетные агрегаты. Привод электрогенератора и агрегатов осуществляется свободной турбиной.The gas generator of a two-shaft auxiliary installation, for example, MS-2 (Motor Sich OJSC, Ukraine, 2003, 3 liters), consists of a centrifugal compressor, a counter-flow combustion chamber, an axial stage of a power turbine and an axial stage of a free turbine. An additional centrifugal compressor is located on the shaft of the free turbine, having rotary blades of the inlet guide vane. The gas generator compressors and the additional have a common air collector. Behind the free turbine there is an exhaust nozzle to which an overpressure air bypass air pipe is connected from the annular air collector of the additional compressor. Behind the additional compressor is the drive box housing. An electric generator, engine and aircraft units are mounted on the case of the drive box. The electric generator and units are driven by a free turbine.

На принципиальной схеме двухвальной вспомогательной газотурбинной установки показано, что компрессор газогенератора и силовая турбина связаны валом. Воздух повышенного давления из компрессора подается в камеру сгорания, а высокотемпературный газ из камеры сгорания поступает в силовую турбину газогенератора. Из турбины газогенератора газ идет в свободную турбину, которая валом связана с дополнительным компрессором. Компрессоры газогенератора и дополнительный имеют общий воздухозаборник. Из свободной турбины газ через выходное сопло отводится в атмосферу. Из дополнительного компрессора воздух повышенного давления подается в самолетную воздушную систему. Каналом перепуска воздуха повышенного давления выходная система дополнительного компрессора соединяется с выхлопным соплом.The schematic diagram of a twin-shaft auxiliary gas turbine installation shows that the gas generator compressor and the power turbine are connected by a shaft. High pressure air from the compressor is supplied to the combustion chamber, and high-temperature gas from the combustion chamber enters the power turbine of the gas generator. From the gas generator turbine, gas flows to a free turbine, which is connected by a shaft to an additional compressor. The gas generator compressors and the additional have a common air intake. From a free turbine, gas is vented to the atmosphere through an outlet nozzle. From an additional compressor, high pressure air is supplied to the aircraft air system. The high pressure air bypass channel connects the exhaust system of the auxiliary compressor to the exhaust nozzle.

Вспомогательная газотурбинная установка является многорежимным двигателем, работающим в широком диапазоне изменения температуры воздуха на входе в воздухозаборник от -60°С до +60°С и на различных высотах полета. Особенностью ее работы является удовлетворение различных требований по выработке воздуха повышенного давления и электроэнергии в различном количественном соотношении. В установке регламентируются режимы работы с подачей максимального количества воздуха повышенного давления и режим максимального отбора мощности без подачи воздуха. Возможны также промежуточные режимы работы с уменьшенной подачей воздуха повышенного давления и частичным отбором мощности. На режиме работы установки, когда требуется максимальный отбор мощности, необходимо до минимального уровня сократить затраты мощности на привод дополнительного компрессора. Для этой цели в вспомогательных установках на входе в дополнительный компрессор применяются поворотные лопатки входного направляющего аппарата.The auxiliary gas turbine unit is a multi-mode engine operating in a wide range of air temperature changes at the inlet of the air intake from -60 ° C to + 60 ° C and at different flight altitudes. A feature of its work is the satisfaction of various requirements for the production of high pressure air and electricity in various quantitative proportions. The installation regulates operating modes with the supply of the maximum amount of high pressure air and the maximum power take-off mode without air supply. Intermediate modes of operation are also possible with a reduced supply of high pressure air and partial power take-off. In the operating mode of the installation, when maximum power take-off is required, it is necessary to reduce the power costs for driving an additional compressor to a minimum level. For this purpose, in auxiliary installations at the inlet to the additional compressor, rotary blades of the inlet guide vane are used.

Уменьшение потребляемой компрессором мощности достигается снижением расхода воздуха через дополнительный компрессор прикрытием лопаток входного направляющего аппарата. Освобождаемая мощность турбины идет на увеличение отбора электрической мощности от установки.Reducing the power consumed by the compressor is achieved by reducing the air flow through the additional compressor by covering the blades of the inlet guide vane. The released turbine power is used to increase the selection of electric power from the installation.

Неиспользованный воздух повышенного давления из дополнительного компрессора через трубопровод перепуска подается в выхлопное сопло установки.Unused high pressure air from an additional compressor is supplied through the bypass pipe to the exhaust nozzle of the installation.

Недостатком данного способа уменьшения потребляемой дополнительным компрессором мощности (увеличения отбираемой мощности) является довольно высокий процент непроизводительных потерь мощности.The disadvantage of this method of reducing the power consumed by an additional compressor (increasing the power taken) is a rather high percentage of unproductive power losses.

В качестве примера можно привести характеристики центробежного компрессора при различных углах установки поворотных лопаток ВНА, приведенные в работе «Осевые и центробежные компрессоры», Б.Эккерт, Машгиз, М., 1959 г., стр.641, фиг.412.As an example, we can cite the characteristics of a centrifugal compressor at various angles of installation of VNA rotary blades, given in the work “Axial and Centrifugal Compressors”, B. Ekkert, Mashgiz, M., 1959, p.641, Fig.412.

На максимальной частоте вращения при расчетном положении лопаток ВНА (β=100°) в оптимальной точке характеристики центробежный компрессор имеет степень повышения давления воздуха π_к=4.35 при адиабатическом КПД η_ад=0.8. С прикрытием лопаток ВНА на 75° (β=25°) степень повышения давления снижается до π_к=2.5 при η_ад=0.59. Приведенный расход воздуха при этом на максимальной частоте вращения уменьшается в 2.143 раза.At the maximum speed at the calculated position of the VNA blades (β = 100 °) at the optimum point of the characteristic, the centrifugal compressor has a degree of increase in air pressure π _k = 4.35 with an adiabatic efficiency η _ad = 0.8. With the VNA blades covered by 75 ° (β = 25 °), the degree of pressure increase decreases to π _k = 2.5 at η _ad = 0.59. The reduced air flow at the same time at the maximum speed decreases by 2.143 times.

В соответствии с этими характеристиками в дополнительном компрессоре с ВНА вспомогательной газотурбинной установки непроизводительные расходы мощности составят ~36% от номинала.In accordance with these characteristics, in an additional compressor with a VNA of the auxiliary gas turbine unit, unproductive power consumption will be ~ 36% of the nominal value.

Неиспользованный воздух повышенного давления из дополнительного компрессора перепускается в выхлопную систему газогенератора, что в еще большей степени снижает экономичность установки.Unused high pressure air from an additional compressor is transferred to the exhaust system of the gas generator, which further reduces the cost-effectiveness of the installation.

Основным недостатком современных вспомогательных ГТУ является то, что на режиме максимального отбора мощности значительная часть располагаемой мощности от турбины газогенератора одновальной установки, или от свободной турбины двухвальной установки, вынуждено расходуется вхолостую.The main disadvantage of modern auxiliary gas turbines is that in the maximum power take-off mode, a significant part of the available power from the turbine of the gas generator of a single-shaft plant, or from a free turbine of a two-shaft plant, is forced to be used up idle.

В связи с этим остается актуальной задача разработки мероприятий уменьшения потерь мощности вспомогательной установки.In this regard, the task of developing measures to reduce the power losses of the auxiliary installation remains relevant.

Однако недостаточно рассматривать экономику эксплуатации вспомогательной газотурбинной установки автономно, без связи с самолетными воздушными системами.However, it is not enough to consider the economics of operating an auxiliary gas turbine unit autonomously, without communication with aircraft air systems.

В сложившейся практике создания современного самолета очевидным недостатком является разделение ответственности между проектантами, создающими газотурбинную установку и воздушную систему самолета, транспортирующую воздух повышенного давления от дополнительного компрессора ВГТУ до потребителя, в частности маршевого двигателя самолета.In the current practice of creating a modern aircraft, an obvious drawback is the division of responsibility between designers creating a gas turbine unit and an aircraft air system transporting high pressure air from an additional VSTU compressor to the consumer, in particular the main engine of the aircraft.

Большой недостаток применения ВГТУ связан с их расположением в заднем хвостовом отсеке фюзеляжа пассажирского регионального и магистрального самолетов.A major drawback of the use of VSTU is associated with their location in the rear rear compartment of the fuselage of passenger regional and long-range aircraft.

На компоновочной схеме воздушной системы самолета вспомогательная ГТУ расположена в хвостовом отсеке фюзеляжа самолета. Воздушные трубопроводы проложены вдоль фюзеляжа к маршевым двигателям. Данная воздушная система громоздка, сложна в обслуживании и эксплуатации, недостаточно надежна и безопасна в силу возможной негерметичности. Воздушные трубопроводы, связывающие ВГТУ с маршевыми двигателями, проходят по всей длине фюзеляжа и части крыльев самолета, имеют большую протяженность и обладают большим гидравлическим сопротивлением.On the layout of the aircraft’s air system, an auxiliary gas turbine unit is located in the rear compartment of the aircraft fuselage. Air pipelines laid along the fuselage to the marching engines. This air system is bulky, difficult to maintain and operate, insufficiently reliable and safe due to possible leaks. Air pipelines connecting VSTU with marching engines pass along the entire length of the fuselage and part of the wings of the aircraft, have a large length and have large hydraulic resistance.

Например, в типичном региональном самолете АН-148 потери давления воздуха в системе воздушных трубопроводов составляют ~150 кПа. Для запуска маршевых двигателей требуется давление воздуха порядка 250 кПа и, следовательно, с учетом потерь давления в трубопроводах, дополнительный компрессор ВГТУ должен создавать давление воздуха ~400 кПа, т.е. иметь степень повышения давления не менее π_к=4.0.For example, in a typical AN-148 regional aircraft, air pressure losses in the air piping system are ~ 150 kPa. To start marching engines, an air pressure of about 250 kPa is required and, therefore, taking into account pressure losses in the pipelines, an additional VSTU compressor should create an air pressure of ~ 400 kPa, i.e. have a degree of pressure increase of at least π _k = 4.0.

Таким образом, до 40% мощности турбины, идущей на привод дополнительного компрессора, расходуется на проталкивание воздуха повышенного давления в системе трубопроводов. И если при коэффициенте полезного действия непосредственно дополнительного компрессора в системе современной ВГТД 80...81%, то с учетом потерь давления в воздушных трубопроводах самолета КПД воздушной системы в целом от входа в воздухозаборник дополнительного компрессора до входа в маршевый двигатель составит 45...50%.Thus, up to 40% of the power of the turbine, which goes to drive an additional compressor, is spent on pushing high pressure air in the piping system. And if the efficiency of the directly additional compressor in the modern VGTD system is 80 ... 81%, then taking into account pressure losses in the air pipelines of the aircraft, the efficiency of the air system as a whole from the entrance to the air intake of the additional compressor to the entrance to the main engine will be 45 ... fifty%.

В больших магистральных самолетах, например, типа ИЛ-96, Боинг В787 и Эрбас А380, длина воздушных трубопроводов возрастает, и потери давления в них увеличиваются.In large long-haul aircraft, for example, such as IL-96, Boeing B787 and Airbus A380, the length of the air pipelines increases, and the pressure loss in them increases.

Это обстоятельство является существенным комплексным недостатком разработанных и применяемых в настоящее время вспомогательных ГТУ.This circumstance is a significant complex drawback of auxiliary gas turbines developed and currently used.

Технической задачей заявляемой модульной электроприводной вспомогательной газотурбинной установки (МЭВГТУ) является решение проблемы уменьшения потерь мощности, идущей на выработку воздуха повышенного давления, расширения диапазона эффективного регулирования дополнительного компрессора, обеспечивающего оптимальное согласование производительности компрессора с потребностью маршевых двигателей и самолетных систем.The technical task of the inventive modular electric auxiliary gas turbine installation (MEVGTU) is to solve the problem of reducing power losses, which are used to generate high pressure air, expanding the range of effective regulation of an additional compressor, which ensures optimal matching of compressor performance with the needs of main engines and aircraft systems.

Технический результат достигается тем, что заявляемая модульная электроприводная вспомогательная газотурбинная установка (МЭВГТУ), содержащая газотурбинный двигатель, дополнительный компрессор, электрогенератор и электродвигатель, при этом она состоит из:The technical result is achieved by the fact that the inventive modular electric auxiliary gas turbine installation (MEVGTU) containing a gas turbine engine, an additional compressor, an electric generator and an electric motor, while it consists of:

модуля энергетического газотурбинного двигателя (МЭГТД), служащего для выработки электрической энергии и содержащего компрессор, камеру сгорания, турбину, электрогенератор, приводимый во вращение турбиной,module energy gas turbine engine (MEGTD), which is used to generate electrical energy and containing a compressor, a combustion chamber, a turbine, an electric generator driven by a turbine,

модуля дополнительного электроприводного компрессора (МДЭК), служащего для выработки воздуха повышенного давления и содержащего дополнительный компрессор, электрический двигатель, приводящий во вращение дополнительный компрессор,module additional electric drive compressor (MDEC), which is used to generate high pressure air and containing an additional compressor, an electric motor, which rotates an additional compressor,

модуля электронно-цифрового управляющего устройства (МЭУУ), служащего для оптимального согласования режимов работы модуля энергетического газотурбинного двигателя (МЭГТД) и модуля дополнительного электроприводного компрессора (МДЭК), соединенных между собой и с потребителями электроэнергии и потребителями воздуха повышенного давления, и содержащего блок управления модулем дополнительного электроприводного компрессора (МДЭК), блок управления модулем (МЭГТД), блок оптимизации согласования режимов работы МДЭК и МЭГТД, блок всережимного управления электроприводной вспомогательной газотурбинной установкой (ЭВГТУ), интегрированный с компьютером системы автоматического управления (САУ) маршевыми двигателями и самолета,a module of an electronic digital control device (MEUU), which serves to optimally coordinate the operating modes of a power gas turbine engine module (MEGTD) and an additional electric drive compressor module (MDEC), interconnected with electricity consumers and consumers of high pressure air, and containing a module control unit additional electric drive compressor (MDEK), module control unit (MEGTD), optimization block for the coordination of operating modes of MDEK and MAGTD, block continuously a motorized control auxiliary gas turbine (EVGTU) integrated with the computer automatic control system (ACS) boosters and aircraft,

причем модуль энергетического газотурбинного двигателя (МЭГТД) установлен, например, в хвостовой части фюзеляжа самолета, модуль дополнительного электроприводного компрессора (МДЭК) установлен, например, в местах расположения маршевых двигателей, а модуль электронно-цифрового управляющего устройства (МЭУУ) соединен и установлен с центральной системой автоматического управления (САУ) маршевыми двигателями и самолетом,moreover, the module of the energy gas turbine engine (MEGTD) is installed, for example, in the rear of the fuselage of the aircraft, the module of the additional electric drive compressor (MDEC) is installed, for example, in the locations of the main engines, and the module of the electronic-digital control device (MEUU) is connected and installed with the central automatic control system (ACS) for mid-flight engines and aircraft,

при этом модуль энергетического газотурбинного двигателя (МЭГТД) через модуль электронно-цифрового управляющего устройства (МЭУУ) соединен с модулем дополнительного электроприводного компрессора (МДЭК) электрической сетью с двухсторонней связью.at the same time, the module of the energy gas turbine engine (MEGTD) is connected via the electronic-digital control device (MECU) module to the module of the additional electric drive compressor (MDEC) with an electric network with two-way communication.

При этом в модуле 3 электронно-цифрового управляющего устройства (МЭУУ) блок 11 управления модулем 2 дополнительного электроприводного компрессора (МДЭК) и блок 12 управления модулем 1 энергетического газотурбинного двигателя (МЭГТД) связаны двухсторонней электрической сетью между собой через блок, а блок 13 имеет двухстороннюю связь электрической сетью с блоком 14 всережимного управления заявляемой электроприводной вспомогательной газотурбинной установкой (ЭВГТУ), интегрированный с компьютером системы автоматического управления (САУ) маршевыми двигателями и самолета.Moreover, in the module 3 of the electronic digital control device (MEUU), the control unit 11 of the module 2 of the additional electric drive compressor (MDEC) and the control unit 12 of the module 1 of the energy gas turbine engine (MEGTD) are connected by a two-way electrical network to each other through the block, and the block 13 has a two-way communication with the electric network with the all-mode control unit 14 of the inventive electric drive auxiliary gas turbine installation (EVGTU) integrated with the computer of the automatic control system (ACS) of ma rche engines and aircraft.

Предлагаемое техническое решение делает возможным обеспечение режимов работы дополнительного компрессора в широком диапазоне от подачи максимального количества воздуха повышенного давления до полного прекращения подачи воздуха.The proposed technical solution makes it possible to ensure the operating modes of the additional compressor in a wide range from supplying the maximum amount of high pressure air to a complete cessation of air supply.

На фиг.1 приведена принципиальная схема заявляемой электроприводной вспомогательной газотурбинной установки (ЭВГТУ), где показаны модуль 1 энергетического газотурбинного двигателя (МЭГТД), модуль 2 дополнительного электроприводного компрессора (МДЭК), модуль 3 электронно-цифрового управляющего устройства (МЭУУ) и электрическая сеть 4 с двухсторонней связью.Figure 1 shows a schematic diagram of the inventive electric auxiliary gas turbine installation (EVGTU), which shows a module 1 of a power gas turbine engine (MEGTD), module 2 of an additional electric drive compressor (MDEC), module 3 of an electronic digital control device (MEUU) and electrical network 4 with two-way communication.

Модуль 1 энергетического газотурбинного двигателя (МЭГТД) содержит компрессор 5, камеру сгорания 6, турбину 7 и электрогенератор 8, приводимый во вращение турбиной 7. Выделенный в отдельный модуль 1 газотурбинный двигатель с электрогенератором является высокоэффективной энергетической установкой, функционально предназначенной только для выработки электроэнергии.The module 1 of an energy gas turbine engine (MAGTD) contains a compressor 5, a combustion chamber 6, a turbine 7, and an electric generator 8 driven by a turbine 7. A gas turbine engine with an electric generator, isolated in a separate module 1, is a highly efficient power plant, functionally designed only for generating electricity.

Модуль 2 дополнительного электроприводного компрессора (МДЭК) содержит дополнительный компрессор 9 и электрический двигатель 10, приводящий во вращение дополнительный компрессор 9. Модуль 2 дополнительного электроприводного компрессора (МДЭК) предназначен только для выработки воздуха повышенного давления.Module 2 of the additional electric drive compressor (MDEC) contains an additional compressor 9 and an electric motor 10, which rotates the additional compressor 9. Module 2 of the additional electric drive compressor (MDEC) is intended only for generating high pressure air.

Питание электрического двигателя 10 модуля 2 дополнительного электроприводного компрессора (МДЭК) осуществляется от электрогенератора 8 модуля 1 энергетического газотурбинного двигателя (МЭГТД) через модуль 3 электронно-цифрового управляющего устройства (МЭУУ).The electric motor 10 of the module 2 of the additional electric drive compressor (MDEC) is powered by the electric generator 8 of the module 1 of the energy gas turbine engine (MEGTD) through module 3 of the electronic digital control device (MEUU).

Модуль 3 электронно-цифрового управляющего устройства (МЭУУ) установлен в электрической сети 4, связывающей модуль 1 энергетического газотурбинного двигателя (МЭГТД) и модуль 2 дополнительного компрессора (МЭДК) с системой автоматического управления (САУ) маршевыми двигателями и самолета.Module 3 of the electronic digital control device (MEUU) is installed in the electric network 4, connecting the module 1 of the energy gas turbine engine (MEGTD) and module 2 of the additional compressor (MEDK) with the automatic control system (ACS) of the main engines and the aircraft.

На фиг.2 приведена принципиальная схема модуля 3 электронно-цифрового управляющего устройства (МЭУУ), состоящего из блока 11 управления модулем 2 дополнительного компрессора (МЭДК), блока 12 управления модулем 1 энергетического газотурбинного двигателя (МЭГТД), блока 13 оптимизации согласования режимов работы МДЭК и МЭГТД и блока 14 интеграции заявляемой электроприводной вспомогательной газотурбинной установки (ЭВГТУ) и системой автоматического управления (САУ) маршевыми двигателями и самолета.Figure 2 shows a schematic diagram of module 3 of an electronic digital control device (MEUU), consisting of a control unit 11 for an additional compressor module (MEDC), a control unit 12 for a module 1 of an energy gas turbine engine (MEGTD), and a unit 13 for optimizing the coordination of MDEC operating modes and MAGTD and block 14 integration of the inventive electric auxiliary auxiliary gas turbine installation (EVGTU) and automatic control system (ACS) of main engines and aircraft.

Модуль 3 электронно-цифрового управляющего устройства (МЭУУ) предназначен для всережимного управления заявляемой электроприводной вспомогательной газотурбинной установкой (ЭВГТУ) от центральной системы автоматического управления (САУ) маршевыми двигателями и самолетом.Module 3 of the electronic digital control device (MEUU) is designed for all-mode control of the inventive electric auxiliary gas turbine installation (EVGTU) from the central automatic control system (ACS) for mid-flight engines and aircraft.

Блок 11 управления модулем 2 МДЭК регулирует расход воздуха повышенного давления для запуска маршевых двигателей, обеспечивая последовательность их запуска в многомоторном самолете, дозирует распределение воздуха повышенного давления между другими самолетными потребителями (система кондиционирования, антиобледенительная система и др.)The control unit 11 of the MDEK module 2 controls the high-pressure air flow for launching marching engines, ensuring the sequence of their start-up in a multi-engine aircraft, dosing the distribution of high-pressure air between other aircraft consumers (air conditioning system, anti-icing system, etc.)

Блок 12 управления модулем 1 МЭГТД поддерживает и контролирует работу газотурбинного двигателя в соответствии с программными потребностями электроэнергии самолета, маршевых двигателей и накопителей электроэнергии (аккумуляторами).The control unit 12 of the MEGTD module 1 supports and monitors the operation of the gas turbine engine in accordance with the software needs of the electric power of the aircraft, main engines and electric energy storage devices (batteries).

Блок 13 оптимизации согласования режимов работы модуля 2 МДЭК и модуля 1 МЭГТД ответственен за наиболее экономичное использование электроэнергии, вырабатываемой электрогенератором 8 модуля 1 МЭГТД, и воздуха повышенного давления, вырабатываемого дополнительным компрессором модуля 2 МДЭК.The unit 13 for optimizing the coordination of the operating modes of the MDEC module 2 and the MEGTD module 1 is responsible for the most economical use of the electricity generated by the electric generator 8 of the MEGTD module 1 and the high pressure air generated by the additional compressor of the MDEC module 2.

Блок 14 интеграции заявляемой вспомогательной электроприводной газотурбинной установки (ЭВГТУ), ее модулей 1, 2, 3 соответственно МЭГТД, МДЭК и МЭУУ связаны между собой и с центральным компьютером управления и контроля самолетом.Block 14 integration of the inventive auxiliary electric gas turbine installation (EVGTU), its modules 1, 2, 3, respectively, MAGTD, MDEK and MEUU are connected with each other and with the Central computer control and monitoring of the aircraft.

На фиг.3 схематично показано расположение МДЭК у каждого маршевого двигателя 15 самолета.Figure 3 schematically shows the location of the MDEK for each mid-flight engine 15 of the aircraft.

На фиг.4 схематично показано расположение МДЭК у одного из маршевых двигателей 15 самолета.Figure 4 schematically shows the location of the MDEK at one of the mid-flight engines 15 of the aircraft.

Заявляемое техническое решение разделения модульной электроприводной вспомогательной газотурбинной установки (ЭВГТУ) на отдельные модули с электрической сетью с двухсторонней связью между ними существенно изменяет архитектуру использования внутреннего объема самолета в результате замены воздушных трубопроводов электрическими сетями. При сохранении места расположения модуля 1 МЭГТД в хвостовом отсеке фюзеляжа самолета модуль 2 дополнительного электроприводного компрессора (МДЭК) монтируется непосредственно рядом с потребителем воздуха повышенного давления, в первую очередь, маршевым двигателем самолета.The claimed technical solution for the separation of a modular electric auxiliary gas turbine installation (EVGTU) into separate modules with an electric network with two-way communication between them significantly changes the architecture of using the internal volume of the aircraft as a result of replacing air pipelines with electric networks. While maintaining the location of the MAGTD module 1 in the rear compartment of the aircraft fuselage, module 2 of the additional electric drive compressor (MDEC) is mounted directly next to the high-pressure air consumer, primarily, the main engine of the aircraft.

На фиг.3 приведена схема компоновки на самолете заявляемой модульной электроприводной вспомогательной газотурбинной установки (МЭВГТУ).Figure 3 shows the layout diagram on the plane of the inventive modular electric auxiliary gas turbine installation (MEVGTU).

Модуль 1 энергетического газотурбинного двигателя (МЭГТД), расположенный в хвостовой части фюзеляжа самолета, электрической сетью 4 соединен с модулем 3 электронно-цифровым управляющим устройством (МЭУУ), который далее электрической сетью 4 соединен с модулем 2 дополнительным электроприводным компрессором (МДЭК).Module 1 of an energy gas turbine engine (MEGTD), located in the rear part of the fuselage of the aircraft, is connected by electrical network 4 to module 3 by an electronic-digital control device (MEUU), which is then connected by electrical network 4 to module 2 by an additional electric drive compressor (MDEC).

Модуль 2 дополнительного электроприводного компрессора (МДЭК) расположен, например, рядом с маршевым двигателем, в мотоотсеке, в пилоне подвески двигателя или в крыловых отсеках. Такое месторасположение модуля 2 (МДЭК) позволит повысить эффективность антиобледенительной системы крыльев, применить воздушную систему улучшения аэродинамики обтекания крыльев при повышенных углах атаки и обтекания крыловых систем управления самолетом (вдув и отсос в зонах отрыва потока).Module 2 of the additional electric drive compressor (MDEC) is located, for example, next to the main engine, in the motor compartment, in the pylon of the engine mount or in the wing compartments. Such a location of module 2 (MDEK) will increase the efficiency of the anti-icing system of the wings, use the air system to improve the aerodynamics of the flow around the wings at high angles of attack and flow around the wing control systems of the aircraft (blowing and suction in the areas of separation of the stream).

Модуль 3 электронно-цифрового управляющего устройства (МЭУУ) установлен и интегрирован с центральной системой автоматического управления (САУ) самолетом и маршевыми двигателями (на фиг. не показаны).Module 3 of the electronic digital control device (MEUU) is installed and integrated with the central automatic control system (ACS) of the aircraft and the main engines (not shown in Fig.).

Предлагаемое техническое решение разделения заявляемой модульной электроприводной вспомогательной газотурбинной установки (МЭВГТУ) на отдельные модули с электрической связью изменяет организацию аэродромного обслуживания самолетов.The proposed technical solution for dividing the inventive modular electric drive auxiliary gas turbine installation (MEWGTU) into separate modules with electrical connection changes the organization of airfield service aircraft.

Модуль электроприводного дополнительного компрессора (МЭДК) представляет собой мобильный агрегат выработки воздуха повышенного давления для наземной прокрутки и запуска двигателей самолета, а также проверки герметичности салона самолета.The electric additional compressor module (MEDC) is a mobile unit for generating high pressure air for ground scrolling and starting aircraft engines, as well as for checking the tightness of the aircraft cabin.

Модуль энергетического газотурбинного двигателя (МЭГТД) кроме самолета и аэродромного применения может быть использован для индивидуального электроснабжения, например, в клубном и коттеджном домостроении, в удаленной местности, на судах и армейских частях.The energy gas turbine engine module (MEGTD), in addition to aircraft and aerodrome applications, can be used for individual power supply, for example, in club and cottage housing construction, in remote areas, on ships and army units.

Claims

1. A modular electric auxiliary gas turbine installation (MEVGTU) containing a gas turbine engine, an additional compressor, an electric generator and an electric motor, characterized in that it consists of a module of an energy gas turbine engine (MEGTD), which serves to generate electrical energy containing a compressor, a combustion chamber, a turbine , an electric generator driven by a turbine, of an additional electric drive compressor module (MDEC), which is used to generate high pressure air, and containing an additional compressor, an electric motor, which drives an additional compressor, an electronic digital control unit (MEUU) module, which serves to optimally coordinate the operation modes of the MEGTD and MDEK modules with each other and with consumers of electricity and high pressure air, and containing a module control unit (MDEK), module control unit (MAGTD), block for optimizing the coordination of operating modes of MDEK and MAGTD, all-mode control unit for the auxiliary electric drive module nitrogen turbine unit (MEVGTU), integrated with the computer of automatic control system (ACS) of main engines and aircraft, while the module of the energy gas turbine engine (MEGD) is installed, for example, in the rear of the fuselage of the aircraft, the module of the additional electric drive compressor (MDEC) is installed, for example, in the locations of the marching engines, and the module of the electronic-digital control device is installed with a central automatic control system for the marching engines and the aircraft moreover, the module of the energy gas turbine engine (MEGD) through the module of the electronic digital control device (MEUU) is connected to the module of the additional electric drive compressor (MDEC) with an electric network with two-way communication.

2. The modular electric auxiliary gas turbine installation (МЭВГТУ) according to claim 1, characterized in that in the electronic-digital control device (МЭУУ) module, the МЭГТД module control unit and the МДЭК module control unit are connected by a two-way electric network through the МДЭК operation mode matching unit m MEGTD, which through the all-mode control unit of the electric auxiliary auxiliary unit EVGTU) is integrated with the computer of the automatic control system (ACS) of mid-flight engines and aircraft.