RU2361783C1

RU2361783C1 - Vtol aircraft power plant

Info

Publication number: RU2361783C1
Application number: RU2008111218/11A
Authority: RU
Inventors: Николай Борисович Болотин (RU); Николай Борисович Болотин
Original assignee: Николай Борисович Болотин
Priority date: 2008-03-24
Filing date: 2008-03-24
Publication date: 2009-07-20

Abstract

FIELD: transport.

SUBSTANCE: VTOL aircraft power plant incorporates two turbo shaft engines mounted on both sides of fuselage lengthwise axis, and one main power unit arranged at the fuselage center, all aforesaid engines being linked up with the help of transmission. Aforesaid main power plant represents a birotary gas-turbine engine incorporating turbo compressor with housing, compressor, combustion chamber with its outlet communicating with the turbine and jet nozzle. It also comprises birotary compressor with its two compressors running in opposite directions. The outer housing is arranged concentric with the shafts of turbo compressors.

EFFECT: higher reliability and increased vertical thrust component.

6 cl, 3 dwg

Description

Изобретение относится к газотурбинным двигателям и применимо для самолетов гражданской и военной авиации любой размерности, предназначенных для вертикального взлета и посадки.The invention relates to gas turbine engines and is applicable for civil and military aircraft of any dimension intended for vertical take-off and landing.

Известна силовая установка по патенту РФ №2189477, которая содержит газотурбинный двигатель - ГТД, газовый тракт, соединяющий этот газотурбинный двигатель со свободной турбиной, и нагрузку в виде электрогенератора, вал которого подсоединен к валу свободной турбины через муфту.A known power plant according to the patent of the Russian Federation No. 2189477, which contains a gas turbine engine - gas turbine engine, a gas path connecting this gas turbine engine with a free turbine, and a load in the form of an electric generator, the shaft of which is connected to the shaft of the free turbine through a coupling.

Недостатком этой силовой установки является то, что она имеет низкий КПД около 20%, что почти в 2 раза меньше, чем у современных дизельных установок.The disadvantage of this power plant is that it has a low efficiency of about 20%, which is almost 2 times less than that of modern diesel plants.

Недостатками этого двигателя является низкий КПД силовой установки.The disadvantages of this engine is the low efficiency of the power plant.

Известен газотурбинный двигатель по патенту РФ №2252316, который содержит турбокомпрессор, состоящий из компрессора, камеры сгорания и турбины, и не менее двух электрических машин (электрогенератор и электродвигатель), встроенных в турбокомпрессор. Система постоянных магнитов установлена на внутренней поверхности ротора турбокомпрессора, а статор электрической машины установлен на корпусе подшипниковой опоры, т.е. на малом диаметре.A gas turbine engine is known according to the patent of the Russian Federation No. 22252316, which contains a turbocompressor consisting of a compressor, a combustion chamber and a turbine, and at least two electric machines (electric generator and electric motor) built into the turbocompressor. The system of permanent magnets is installed on the inner surface of the rotor of the turbocompressor, and the stator of the electric machine is installed on the housing of the bearing support, i.e. on a small diameter.

Недостаток - низкая мощность электрогенератора и электродвигателя из-за их расположения на небольшом диаметреThe disadvantage is the low power of the generator and electric motor due to their location on a small diameter

Известен газотурбинный двигатель по патенту Великобритании №1341241, который содержит турбокомпрессор, состоящий из компрессора, камеры сгорания и турбины, и не менее двух электрических машин (электрогенератор и электродвигатель), встроенных в турбокомпрессор. Система постоянных магнитов установлена на внутренней поверхности ротора турбокомпрессора, а статор электрической машины установлен на корпусе подшипниковой опоры, т.е. на малом диаметре.Known gas turbine engine according to British patent No. 1341241, which contains a turbocompressor, consisting of a compressor, a combustion chamber and a turbine, and at least two electric machines (electric generator and electric motor) built into the turbocompressor. The system of permanent magnets is installed on the inner surface of the rotor of the turbocompressor, and the stator of the electric machine is installed on the housing of the bearing support, i.e. on a small diameter.

Недостатки этого двигателя: очень маленькая мощность электрических машин, связанная с тем, что они размещены на малом диаметре и имеют по одной ступени. Кроме того, возникают проблемы с охлаждением обмоток статора, размещенных внутри двигателя в зоне высоких температур, которые достигают для современных ГТД 1500°С и более.The disadvantages of this engine: the very small power of electric machines, due to the fact that they are placed on a small diameter and have one step. In addition, there are problems with cooling the stator windings located inside the engine in the high temperature zone, which for modern gas turbine engines is 1500 ° C or more.

Известен винтовентиляторный авиационный газотурбинный двигатель по патенту РФ на пром. образец №63448, автора Генерального конструктора, генерал-лейтенанта ВВС, академика АН СССР, дважды героя соц. труда Николая Дмитриевича Кузнецова. Этот двигатель содержит газогенератор (турбокомпрессор), два ряда лопастей винтовентилятора (две ступени винтовентилятора) и реактивное сопло. Кроме того, связь ротора турбокомпрессора и ступеней винтовентилятора выполнена посредством дифференциального планетарного редуктора.Known propeller-driven aviation gas turbine engine according to the patent of the Russian Federation for prom. sample No. 63448, the author of the General Designer, Lieutenant General of the Air Force, academician of the USSR Academy of Sciences, twice a hero of soc. labor of Nikolai Dmitrievich Kuznetsov. This engine contains a gas generator (turbocharger), two rows of propeller fan blades (two stages of propeller fan) and a jet nozzle. In addition, the connection of the turbocharger rotor and the fan stages is made by means of a differential planetary gearbox.

Недостатки: большой вес и стоимость редуктора, загромождение редуктором входного тракта двигателя и, как следствие, уменьшение силы тяги, увеличение удельного расхода двигателя и снижение его надежности, большие осевые габариты, не позволяющие применять двигатель в качестве силовой установки самолета вертикального взлета.Disadvantages: the heavy weight and cost of the gearbox, the gearbox cluttering the engine’s inlet path and, as a result, the decrease in traction force, the increase in the specific consumption of the engine and the decrease in its reliability, the large axial dimensions that prevent the engine from being used as a power plant for a vertical take-off airplane.

Известна силовая установка самолета вертикального взлета и посадки по патенту РФ №2284280, прототип, содержащая два турбовальных двигателя для создания горизонтальной составляющей тяги, установленных по обе стороны продольной оси фюзеляжа самолета, и одну основную силовую установку для создания вертикальной составляющей тяги, установленную в центральной части фюзеляжа, соединенные между собой при помощи трансмиссии.A known power plant for a vertical take-off and landing airplane according to RF patent No. 2284280, a prototype containing two turboshaft engines for creating a horizontal thrust component mounted on both sides of the longitudinal axis of the aircraft fuselage, and one main power unit for creating a vertical thrust component mounted in the central part fuselage interconnected by transmission.

Недостатки: небольшая вертикальная составляющая тяги, создаваемая основной силовой установкой - вентилятором. Низкая надежность, обусловленная тем, что при отказе одного из двигателей или вентилятора самолет неизбежно потерпит катастрофу, т.к. две боковые силовые установки вырабатывают весь энергетический потенциал самолета и большую его часть передают на вентилятор. Спроектировать основную силовую установку, тем более в виде вентилятора, имеющего незначительную тягу и КПД, имеющую тяговооруженность (отношение тяги двигателя к весу самолета) более 2-х, чтобы работать при отказе одного из турбовальных двигателей, даже теоретически не представляется возможным.Disadvantages: a small vertical component of the thrust created by the main power plant - the fan. Low reliability, due to the fact that in case of failure of one of the engines or the fan, the aircraft will inevitably crash, because two lateral power plants generate the entire energy potential of the aircraft and transfer most of it to the fan. It is theoretically impossible to design the main power plant, especially in the form of a fan having insignificant thrust and efficiency, having a thrust-weight ratio (the ratio of engine thrust to aircraft weight) of more than 2, in order to work in case of failure of one of the turboshaft engines.

Задачи создания изобретения: повышение надежности установки и увеличение вертикальной составляющей тяги.Objectives of the invention: improving the reliability of the installation and increasing the vertical component of the thrust.

Решение указанных задач достигнуто за счет того, что силовая установка самолета вертикального взлета и посадки, содержащая два турбовальных двигателя для создания горизонтальной составляющей тяги, установленных по обе стороны продольной оси фюзеляжа самолета, и одну основную силовую установку для создания вертикальной составляющей тяги, установленную в центральной части фюзеляжа, соединенные между собой при помощи трансмиссии, при этом основная силовая установка для создания вертикальной составляющей тяги выполнена в виде биротативного газотурбинного двигателя. Основная силовая установка содержит турбокомпрессор с корпусом, компрессором, камерой сгорания, выход из которой соединен газовым трактом с турбиной, и реактивное сопло, биротативный турбокомпрессор, два турбокомпрессора которого выполнены с возможностью вращения в противоположные стороны и содержат валы с рабочими колесами компрессоров и рабочими колесами турбин. Основная силовая установка соединена при помощи трансмиссии с одним из турбокомпрессоров биротативных газотурбинных двигателей. Концентрично валам турбокомпрессоров выполнен внешний корпус. Реактивное сопло соединено с внешним корпусом. Камера сгорания прикреплена к внешнему корпусу.The solution to these problems was achieved due to the fact that the power plant of a vertical take-off and landing aircraft, containing two turboshaft engines for creating a horizontal thrust component installed on both sides of the longitudinal axis of the aircraft fuselage, and one main power unit for creating a vertical thrust component installed in the central parts of the fuselage, interconnected by means of a transmission, while the main power plant for creating a vertical component of the thrust is made in the form of a birotati Foot turbomachine. The main power plant contains a turbocharger with a housing, a compressor, a combustion chamber, the outlet of which is connected by a gas path to the turbine, and a jet nozzle, a turbot compressor, two turbocompressors of which are rotatable in opposite directions and contain shafts with compressor impellers and turbine impellers . The main power plant is connected via a transmission to one of the turbocompressors of the birotational gas turbine engines. Concentric to the shafts of the turbochargers is an external housing. The jet nozzle is connected to an external housing. The combustion chamber is attached to the outer casing.

Предложенное техническое решение обладает новизной, изобретательским уровнем и промышленной применимостью, что подтверждается проведенными патентными исследованиями. Для реализации изобретения достаточно применения известных узлов и деталей, ранее разработанных и реализованных в конструкции газотурбинных двигателей и в машиностроении.The proposed technical solution has novelty, inventive step and industrial applicability, as evidenced by patent research. To implement the invention, it is sufficient to use the known components and parts previously developed and implemented in the design of gas turbine engines and in mechanical engineering.

Сущность изобретения поясняется на фиг.1…3, где:The invention is illustrated in figure 1 ... 3, where:

на фиг.1 приведена схема винтовентиляторного газотурбинного авиационного двигателя,figure 1 shows a diagram of a propeller-driven gas turbine aircraft engine,

на фиг.2 приведена установка в плане,figure 2 shows the installation in plan

на фиг.3 приведен самолет, оборудованный предложенной силовой установкой.figure 3 shows the aircraft equipped with the proposed power plant.

Предложенное техническое решение (фиг.1) содержит основную силовую установку 1, установленную вертикально, и два турбовальных газотурбинных двигателя 2, соединенных с основным двигателем 1 при помощи трансмиссии 3 (валы и конические шестеренные передачи).The proposed technical solution (figure 1) contains the main power unit 1 mounted vertically, and two turboshaft gas turbine engines 2 connected to the main engine 1 using transmission 3 (shafts and bevel gears).

Основная силовая установка 1 содержит входное устройство 4 и два турбокомпрессора: первый - 5 и второй - 6, выполненных по биротативной схеме, т.е. без сопловых и направляющих аппаратов, с возможностью вращения в противоположные стороны. Турбокомпрессор 5, содержащий компрессор низкого давления 7, содержащий по меньшей мере одно рабочее колесо 8, турбину низкого давления 9, содержащую по меньшей мере одно рабочее колесо турбины 10. Рабочие колеса компрессора 8 и рабочее колесо (колеса) турбины 10 соединены внутренним валом 11 первого турбокомпрессора. Второй турбокомпрессор 6 содержит компрессор высокого давления 12, содержащий по меньшей мере одно рабочее колесо компрессора 13, турбину высокого давления 14, содержащую по меньшей мере одно рабочее колесо турбины 15. Рабочее колесо (колеса) компрессора высокого давления 12, рабочее колесо (колеса) турбины высокого давления 15 соединены внешним валом 16 турбокомпрессора 6. Валы 11, 16 установлены на подшипниках 17. Двигатель имеет внешний корпус 18, к которому крепится камера сгорания 19 с форсунками 20, к внешнему корпусу 18 также крепятся входное устройство 4 при помощи ребер 21 и реактивное сопло 22 при помощи ребер 23. Перед камерой сгорания 19 установлен спрямляющий направляющий аппарат 24.The main power plant 1 contains an input device 4 and two turbocompressors: the first - 5 and the second - 6, made according to the biotic scheme, i.e. without nozzle and guide vanes, with the possibility of rotation in opposite directions. A turbocharger 5, comprising a low pressure compressor 7, comprising at least one impeller 8, a low pressure turbine 9, comprising at least one impeller of a turbine 10. The impellers of the compressor 8 and the impeller (s) of the turbine 10 are connected by an inner shaft 11 of the first turbocharger. The second turbocharger 6 comprises a high pressure compressor 12 comprising at least one impeller of the compressor 13, a high pressure turbine 14 containing at least one impeller of the turbine 15. The impeller (s) of the high pressure compressor 12, the impeller (s) of the turbine high pressure 15 are connected by an external shaft 16 of the turbocharger 6. The shafts 11, 16 are mounted on bearings 17. The engine has an external housing 18 to which the combustion chamber 19 with nozzles 20 is attached, an input device is also attached to the external housing 18 Property 4 using ribs 21 and a jet nozzle 22 using ribs 23. In front of the combustion chamber 19, a straightening guide apparatus 24 is installed.

Трансмиссия 3 подсоединена к одному из турбокомпрессоров 5 или 6 основной силовой установке 1, это позволяет изменять режим работы всех трех двигателей независимо.Transmission 3 is connected to one of the turbochargers 5 or 6 of the main power plant 1, this allows you to change the operation mode of all three engines independently.

Топливные системы всех трех двигателей 1 и 2 выполнены одинаковыми, независимыми друг от друга и содержат топливопровод 25, в котором установлен топливный насос 26, соединенный с приводом 27. Основная силовая установка установлена вертикально в центре масс фюзеляжа 27 самолета 28 (фиг.2). Два турбовальных газотурбинных двигателя 2 установлены горизонтально или под небольшим углом к горизонту, вдоль фюзеляжа 27 или частично, или полностью в нем. Самолет 28 (фиг.3) выполнен по классической схеме и содержит передние крылья 29, задние крылья 30, вертикальный руль 31, элероны 32. Турбовальные газотурбинные двигатели 2 могут иметь силу тяги, значительно меньшую, чем сила тяги основной силовой установки, например, для гражданской авиации, или соизмеримую с ней для военных, в том числе сверхзвуковых самолетов, например истребителей или бомбардировщиков, базирующихся на авианосце.The fuel systems of all three engines 1 and 2 are made identical, independent of each other and contain a fuel pipe 25 in which a fuel pump 26 is connected to the drive 27. The main power plant is installed vertically in the center of mass of the fuselage 27 of the aircraft 28 (figure 2). Two turboshaft gas turbine engines 2 are mounted horizontally or at a slight angle to the horizon, along the fuselage 27, either partially or fully in it. Aircraft 28 (figure 3) is made according to the classical scheme and contains front wings 29, rear wings 30, vertical rudder 31, ailerons 32. Turbo-gas turbine engines 2 can have a traction force significantly less than the traction force of the main power plant, for example, for civil aviation, or commensurate with it for the military, including supersonic aircraft, such as fighters or bombers based on an aircraft carrier.

При работе двигателя при помощи стартера (не показан) раскручивают один из турбокомпрессоров 5 или 6, запускают привод 27, который раскручивает топливный насос 26, топливо (авиационный керосин) по топливопроводу 25 подается в форсунки 20 камеры сгорания 19, где воспламеняется при помощи пирозапальника (не показан). Продукты сгорания проходят через турбину высокого давления 14 и турбину низкого давления 9. Мощность с турбин 9 и 14 передается на компрессоры 7 и 12, которые сжимают воздух, идущий в камеру сгорания 19. Реактивная тяга основной силовой установки 1 передается на фюзеляж 27 самолета 28, что обеспечивает вертикальный взлет и посадку самолета. Тяговооруженность самолета 28 по основной силовой установке 1 составляет 1,2…1,5, что достаточно для практически мгновенного взлета. При отказе топливной системы основной силовой установки 1 она продолжает работать в режиме вентилятора, отбрасывая воздух через реактивное сопло 25. Несмотря на то, что тяговое усилие, создаваемое основной силовой установкой 1, уменьшится в 2...3 раза, самолет может продолжать полет за счет подъемной силы крыльев самолета 29 и 30. Энергетики работающих турбовальных газотурбинных двигателей 2 за счет их максимального форсирования будет достаточно для совершения нормальной горизонтальной посадки на аэродроме со стандартной взлетно-посадочной полосой или для аварийной вертикальной посадки с сохранением экипажа и материальной части. Соединение трансмиссии только с одним турбокомпрессором 5 или 6 позволит работать всем трем двигательным установкам на разных режимах, при жесткой механической связи. При отказе одного из турбовальных двигателей 2 возможен полет с использованием только одного турбовального двигателя 2, а асимметрия тяги компенсируется аэродинамическими средствами управления: элеронами 32 и вертикальным рулем 31, при этом возможность вертикальной посадки сохраняется. При отказе обеих турбовальных газотурбинных двигателей 2 они за счет трансмиссии 3 будут работать в режиме вентиляторов и обеспечат горизонтальную тягу, достаточную для продолжения полета.When the engine is running using a starter (not shown), one of the turbochargers 5 or 6 is untwisted, a drive 27 is launched, which untwists the fuel pump 26, fuel (aviation kerosene) is fed through the fuel line 25 to the nozzles 20 of the combustion chamber 19, where it is ignited using a pyrozapalite ( not shown). The combustion products pass through a high pressure turbine 14 and a low pressure turbine 9. Power from the turbines 9 and 14 is transmitted to the compressors 7 and 12, which compress the air flowing into the combustion chamber 19. The jet thrust of the main power plant 1 is transmitted to the fuselage 27 of the aircraft 28, which provides vertical take-off and landing of the aircraft. The thrust-weight ratio of aircraft 28 in the main power plant 1 is 1.2 ... 1.5, which is enough for almost instant take-off. In case of failure of the fuel system of the main power plant 1, it continues to operate in fan mode, expelling air through the jet nozzle 25. Despite the fact that the traction force created by the main power plant 1 will decrease by 2 ... 3 times, the plane can continue flying beyond due to the lift force of the wings of the aircraft 29 and 30. The energies of the working turboshaft gas turbine engines 2 due to their maximum boost will be enough to make a normal horizontal landing at the airport with a standard take-off and landing TVOC or emergency vertical landing the crew and preserving material part. The connection of the transmission with only one turbocharger 5 or 6 will allow all three propulsion systems to work in different modes, with a rigid mechanical connection. In case of failure of one of the turboshaft engines 2, a flight using only one turboshaft engine 2 is possible, and the asymmetry of the thrust is compensated by aerodynamic controls: ailerons 32 and vertical rudder 31, while the possibility of vertical landing is preserved. In case of failure of both turboshaft gas turbine engines 2, due to transmission 3 they will operate in the fan mode and provide horizontal thrust sufficient to continue the flight.

Применение изобретения позволило:The application of the invention allowed:

1. Повысить вертикальную составляющую тяги самолеты, повысить тяговооруженность самолета, повысить его боевую готовность и обеспечить быстрый взлет самолета.1. To increase the vertical component of aircraft thrust, increase the thrust-to-weight ratio of the aircraft, increase its combat readiness and ensure a quick take-off of the aircraft.

2. Повысить надежность самолета за счет связи при помощи трансмиссии трех двигателей и возможности продолжения полета при отказе одного из них.2. To increase the reliability of the aircraft through communication using the transmission of three engines and the possibility of continuing the flight in case of failure of one of them.

3. Согласовать работу трех механически и жестко связанных посредством трансмиссии двигателей, работающих на разных режимах.3. To coordinate the work of three mechanically and rigidly connected by means of transmission engines operating in different modes.

4. Обеспечить безопасность посадки при отказе одной из трех двигательных установок или обеих турбовальных газотурбинных двигателей.4. Ensure a safe landing in case of failure of one of the three propulsion systems or both turboshaft gas turbine engines.

5. Повысить КПД авиационного газотурбинного двигателя за счет более рациональной компоновки двигателя, наличия двух ступеней компрессора и турбины.5. Increase the efficiency of an aircraft gas turbine engine due to a more rational engine layout, the presence of two stages of a compressor and a turbine.

6. Облегчить запуск за счет раскрутки только одного ротора без раскручивания другого.6. Facilitate starting by spinning up only one rotor without spinning another.

7. Облегчить условия работы роторов за счет отсутствия его механической связи с валами турбокомпрессоров и возможности их взаимного проскальзывания и работы на различающихся частотах вращения.7. To facilitate the working conditions of the rotors due to the lack of its mechanical connection with the shafts of the turbochargers and the possibility of their mutual slippage and operation at different speeds.

8. Уменьшить вес и габариты основного двигателя, особенно осевой габарит, что важно для самолетов вертикального взлета и посадки, за счет отсутствия применения биротативной схемы.8. To reduce the weight and dimensions of the main engine, especially the axial dimension, which is important for aircraft of vertical take-off and landing, due to the lack of the use of a biotic scheme.

9. Обеспечить противоположное вращение ступеней роторов без применения редуктора.9. Ensure the opposite rotation of the rotor stages without the use of a gearbox.

Claims

1. The power plant of a vertical take-off and landing aircraft, comprising two turboshaft engines for creating a horizontal thrust component mounted on both sides of the longitudinal axis of the fuselage of the aircraft and one main power unit for creating a vertical thrust component mounted in the central part of the fuselage and interconnected with transmission assistance, characterized in that the main power plant for creating a vertical component of the thrust is made in the form of a biotic gas turbine engine.

2. The power plant of the vertical take-off and landing aircraft according to claim 1, characterized in that the main power plant comprises a turbocompressor with a housing, a compressor, a combustion chamber, the outlet of which is connected by a gas path to the turbine, and a jet nozzle, a turbotransporter, two turbocompressors of which made with the possibility of rotation in opposite directions, and contain shafts with impellers of the compressors and impellers of the turbines.

3. The power plant of the vertical take-off and landing aircraft according to claim 2, characterized in that the main power plant is connected via a transmission to one of the turbocompressors of the biotic gas turbine engines.

4. The power plant of the vertical take-off and landing aircraft according to claim 2 or 3, characterized in that the outer casing is made concentrically to the turbocompressor shafts.

5. The power plant of the aircraft vertical take-off and landing according to claim 2 or 3, characterized in that the jet nozzle is connected to the outer casing.

6. The power plant of the aircraft vertical take-off and landing according to claim 2 or 3, characterized in that the combustion chamber is attached to the outer casing.