RU2567914C2 - Самолёт с газотурбинной силовой установкой, содержащей вихревые эжекторные движители - Google Patents
Самолёт с газотурбинной силовой установкой, содержащей вихревые эжекторные движители Download PDFInfo
- Publication number
- RU2567914C2 RU2567914C2 RU2013149503/06A RU2013149503A RU2567914C2 RU 2567914 C2 RU2567914 C2 RU 2567914C2 RU 2013149503/06 A RU2013149503/06 A RU 2013149503/06A RU 2013149503 A RU2013149503 A RU 2013149503A RU 2567914 C2 RU2567914 C2 RU 2567914C2
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- engine
- gas turbine
- compressor
- propulsors
- air
- Prior art date
Links
- 238000002485 combustion reaction Methods 0.000 claims abstract description 14
- 239000000446 fuel Substances 0.000 abstract description 6
- 230000000694 effects Effects 0.000 abstract description 4
- 230000003247 decreasing effect Effects 0.000 abstract 1
- 239000000126 substance Substances 0.000 abstract 1
- 238000009434 installation Methods 0.000 description 12
- 230000007613 environmental effect Effects 0.000 description 3
- 230000009347 mechanical transmission Effects 0.000 description 3
- 238000000605 extraction Methods 0.000 description 2
- 239000012530 fluid Substances 0.000 description 2
- 238000005086 pumping Methods 0.000 description 2
- XLYOFNOQVPJJNP-UHFFFAOYSA-N water Substances O XLYOFNOQVPJJNP-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 2
- FYYHWMGAXLPEAU-UHFFFAOYSA-N Magnesium Chemical compound [Mg] FYYHWMGAXLPEAU-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 1
- 229910052782 aluminium Inorganic materials 0.000 description 1
- XAGFODPZIPBFFR-UHFFFAOYSA-N aluminium Chemical compound [Al] XAGFODPZIPBFFR-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 1
- 238000005266 casting Methods 0.000 description 1
- 239000002131 composite material Substances 0.000 description 1
- 238000010276 construction Methods 0.000 description 1
- 238000010586 diagram Methods 0.000 description 1
- 238000005516 engineering process Methods 0.000 description 1
- 238000003780 insertion Methods 0.000 description 1
- 230000037431 insertion Effects 0.000 description 1
- 229910052749 magnesium Inorganic materials 0.000 description 1
- 239000011777 magnesium Substances 0.000 description 1
- 238000012423 maintenance Methods 0.000 description 1
- 238000004519 manufacturing process Methods 0.000 description 1
- 229910052751 metal Inorganic materials 0.000 description 1
- 239000002184 metal Substances 0.000 description 1
- 230000008092 positive effect Effects 0.000 description 1
Images
Classifications
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
- F02K—JET-PROPULSION PLANTS
- F02K1/00—Plants characterised by the form or arrangement of the jet pipe or nozzle; Jet pipes or nozzles peculiar thereto
- F02K1/36—Plants characterised by the form or arrangement of the jet pipe or nozzle; Jet pipes or nozzles peculiar thereto having an ejector
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
- B64D27/00—Arrangement or mounting of power plants in aircraft; Aircraft characterised by the type or position of power plants
- B64D27/02—Aircraft characterised by the type or position of power plants
- B64D27/16—Aircraft characterised by the type or position of power plants of jet type
- B64D27/18—Aircraft characterised by the type or position of power plants of jet type within, or attached to, wings
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
- F02K—JET-PROPULSION PLANTS
- F02K7/00—Plants in which the working fluid is used in a jet only, i.e. the plants not having a turbine or other engine driving a compressor or a ducted fan; Control thereof
- F02K7/10—Plants in which the working fluid is used in a jet only, i.e. the plants not having a turbine or other engine driving a compressor or a ducted fan; Control thereof characterised by having ram-action compression, i.e. aero-thermo-dynamic-ducts or ram-jet engines
- F02K7/16—Composite ram-jet/turbo-jet engines
-
- Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
- Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
- Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
- Y02T50/00—Aeronautics or air transport
- Y02T50/60—Efficient propulsion technologies, e.g. for aircraft
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Combustion & Propulsion (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
Abstract
Самолёт с газотурбинной силовой установкой содержит маршевую газотурбинную силовую установку, включающую не менее двух двигателей. Каждый из двигателей выполнен в виде выделенного корневого газотурбинного двигателя, содержащего внешний обтекатель, компрессор, камеру сгорания и турбину, приводящую компрессор, и расположенные отдельно от выделенного корневого газотурбинного двигателя движительные устройства. Выход компрессора каждого двигателя выполнен с кольцевым отборником для отбора воздуха для движителей таким образом, что часть воздуха, вырабатываемая компрессором, подводится в камеру сгорания и турбину и используется для привода компрессора. Другая часть оставшегося воздуха высокого давления поступает в трубопровод питания движительных устройств и другие системы и оборудование, обеспечивающие его функционирование. Выделенные корневые двигатели установлены на пилонах под крылом, а движительные устройства, выполненные в виде вихревых эжекторных движителей, установлены на верхней поверхности крыла. Кольцевой отборник каждого двигателя подсоединен к патрубку, установленному в пилоне и другим концом подсоединенному к трубопроводу для питания движительных устройств, установленному в переднем отсеке крыла. Каждый из патрубков, соединяющий кольцевой отборник двигателя с трубопроводом, снабжен обратным клапаном, предотвращающим подачу сжатого воздуха в отказавший двигатель. Достигается снижение расхода топлива, снижение шума, снижение массы и упрощение конструкции, повышается безопасность полётов. 4 ил.
Description
Область техники
Изобретение относится к авиации, более конкретно к размещению силовых газотурбинных установок на самолете, и может быть использовано в конструкции транспортных средств, передвигающихся в воздухе, воде и других текучих средах.
Изобретение может найти применение в авиации, водном и других видах транспорта.
Предшествующий уровень техники
Известны двухконтурные реактивные двигатели (ТРДД), у которых тяга создается в двух контурах: газотурбинном и вентиляторном (втором) контуре. При отсутствии во втором контуре форсажной камеры, создание тяги в нем включает: засасывание воздуха из окружающей среды во входном устройстве, сжатие его вентилятором (или компрессором), прокачивание через воздушный тракт кольцевого сечения второго контура и реализацию тяги путем расширения потока в выходном сопле (см. А.Л. Клячкин. Теория воздушно-реактивных двигателей. «Машиностроение», М., 1969 г., стр. 17-19). Вентиляторный контур обычно содержит входное устройство (иногда - общее с газотурбинным контуром), компрессор (вентилятор) и выхлопное сопло.
Вентиляторный контур содержит также один или несколько венцов спрямляющих лопаток, расположенных за вентилятором и предназначенных для выпрямления закрученного на вентиляторе потока (см. В.А. Шульгин. Двухконтурные ТРД малошумных самолетов, стр. 150).
Недостатком ДТРД и, в частности, вентиляторного контура является низкий коэффициент полезного действия (КПД). Так для вентиляторного контура имеют место потери воздушного потока, созданного компрессором, на турбине, механической передаче от турбины до вентилятора (включая редуктор), самом вентиляторе, выпрямляющем устройстве, что приводит к КПД, равном 0.3-0.4. Для создания большой тяги низкий КПД компенсируется большим расходом топлива.
Известна газотурбинная установка с выделенным корневым двигателем, содержащая, по меньшей мере, один корневой газотурбинный двигатель и расположенные отдельно от него движители. Корневой газотурбинный двигатель содержит внешний обтекатель, компрессор, камеру сгорания и турбину, приводящую компрессор с помощью вала.
В остальном такой выделенный корневой двигатель использует узлы и детали известной конструкции, обеспечивающие его работу. При этом часть воздуха, вырабатываемая компрессором, подводится в камеру сгорания и турбину и используется для привода компрессора. Другая часть оставшегося воздуха высокого давления поступает в трубопровод для питания движителей. Установка имеет по меньшей мере один движитель, расположенный отдельно от указанного корневого двигателя и снабжаемый воздухом высокого давления от указанного корневого двигателя для его работы, и по меньшей мере один управляемый движитель для управления самолетом, содержащий воздушную турбину, расположенную отдельно от указанного корневого двигателя и приводимую воздухом высокого давления от указанного корневого двигателя, и управляемый вентилятор, приводимый указанной воздушной турбиной.
Движитель, расположенный отдельно от указанного корневого двигателя, имеет вентилятор, приводимый своей турбиной, работающей непосредственно от сжатого воздуха, отбираемого от корневого двигателя, либо может быть снабжен дополнительно собственной камерой сгорания для привода турбины.
Такая газотурбинная установка может быть использована на летательном аппарате с движителями, расположенными на фюзеляже или на крыле, в частности аппарата вертикального взлета, для его вертикального взлета или посадки (см. европейский патент ЕР 1 331 378 А2, F02C 1/02, 2003 г.). Там же представлены самолеты, использующие газотурбинную установку.
По мнению авторов изобретения, такое выполнение турбовентиляторного двигателя с выделенными движительными агрегатами позволяет уменьшить создаваемый установкой шум. Кроме того, обеспечивается удобство и простота компоновки движителей на летательных аппаратах различного назначения.
Однако такая газотурбинная установка имеет увеличенную массу конструкции и к тому же меньший коэффициент полезного действия за счет дополнительных потерь на вынесенных вентиляторах с турбинами, в трубопроводах. Поэтому использование таких газотурбинных установок на пассажирских, транспортных самолетах нецелесообразно.
Известен вихревой эжекторный движитель (ВЭД) по патенту РФ №2465481, МПК F02K 7/10, 2012 г. Вихревой движитель выполнен в виде обтекаемой пустотелой гондолы, выполняющей роль корпуса, внутренняя поверхность гондолы представляет собой воздушный тракт, состоящий из сообщающихся последовательно расположенных входного устройства, выполненного в виде конфузора, диффузора, вихревой камеры и выходного устройства, кроме того, гондола снабжена устройством для подачи сжатого воздуха вовнутрь воздушного тракта, выполненным в виде сопел, сообщающихся с источником сжатого воздуха, расположенными в передней части гондолы по всему периметру поперечного сечения и направленными под углом к оси воздушного тракта, равным 10-60°, таким образом, чтобы закручивать находящийся в нем воздух в одном направлении, создавая вихрь. Движитель может быть использован для привода любого транспорта, либо в качестве насоса для перекачивания текучих сред. Для этого необходимо снабдить его газогенератором (для работы в атмосфере).
Однако в настоящее время неизвестна компоновка ВЭД с турбогазогенераторами в авиации.
Раскрытие изобретения
Задачей изобретения является разработка такой конструкции газотурбинной установки и ее компоновки на самолете, обеспечивающей повышенный коэффициент полезного действия.
Более того, газотурбинная установка должна иметь меньшую массу и упрощенную конструкцию, а самолет ее использующий должен иметь пониженный расход топлива.
Поставленная задача достигается тем, что в самолете с газотурбинной силовой установкой, содержащий фюзеляж, полукрылья и хвостовое оперение с вертикальным и горизонтальными поверхностями, маршевую газотурбинную силовую установку, включающую не менее двух двигателей, каждый из которых выполнен в виде выделенного корневого газотурбинного двигателя, содержащего внешний обтекатель, компрессор, камеру сгорания и турбину, приводящую компрессор, и расположенные отдельно от выделенного корневого газотурбинного двигателя движительные устройства, при этом, выход компрессора каждого двигателя выполнен с кольцевым отборником для отбора воздуха для движителей таким образом, что часть воздуха, вырабатываемая компрессором, подводится в камеру сгорания и турбину и используется для привода компрессора, а другая часть оставшегося воздуха высокого давления поступает в трубопровод питания движительных устройств и другие системы и оборудование, обеспечивающие его функционирование, выделенные корневые двигатели установлены на пилонах под крылом, а движительные устройства, выполненные в виде вихревых эжекторных движителей, установлены на верхней поверхности крыла, при этом кольцевой отборник каждого двигателя подсоединен к патрубку, установленному в пилоне и другим концом подсоединенному к трубопроводу для питания движительных устройств, установленному в переднем отсеке крыла, а каждый из патрубков, соединяющий кольцевой отборник двигателя с трубопроводом, снабжен обратным клапаном, предотвращающим подачу сжатого воздуха в отказавший двигатель.
Такое выполнение газотурбинной установки позволит повысить топливную эффективность транспортных средств ее использующих.
Перечень фигур на чертежах
Изобретение поясняется чертежами, на которых:
- Фиг. 1 показывает схему газотурбинной установки, выполненной в соответствии с изобретением и использующей два вихревых движителя, в продольном разрезе по осям двигателя и движителей;
- Фиг. 2 показывает вихревой эжекторный движитель в продольном разрезе по оси симметрии;
- Фиг. 3 показывает общий вид самолета (в плане), использующего газотурбинные установки с выделенным корневым двигателем;
- Фиг. 4 показывает разрез А-А Фиг. 3.
Осуществление изобретения
Изобретение реализуется следующим образом.
Газотурбинная установка с выделенным корневым двигателем содержит, по меньшей мере, один корневой газотурбинный двигатель 1 и расположенные отдельно от него движители 9 и 10 (см. Фиг. 1). Корневой газотурбинный двигатель 1 содержит внешний обтекатель 3, компрессор 2, камеру сгорания 6 и турбину 7, приводящую компрессор 2 с помощью вала 4. При этом корневой газотурбинный двигатель выполнен по известной конструкции газотурбинного двигателя первого контура двухконтурного газотурбинного двигателя (ДТРД) за исключением того, что в нем отсутствует второй контур (вентилятор, кожух, выпрямляющее устройство, редуктор, механическая передача, связывающая турбину с вентилятором). Кроме того, выход компрессора 2 связан с турбиной 7 и выполнен с кольцевым отборником 5 для отбора воздуха для движителей таким образом, что часть воздуха, вырабатываемая компрессором, подводится в камеру сгорания, турбину и используется для привода компрессора, а другая часть оставшегося воздуха высокого давления поступает в трубопровод 8 питания движительных устройств.
Во всем остальном корневой газотурбинный двигатель снабжен агрегатами и оборудованием известных конструкций, необходимыми для его эффективного функционирования.
Газотурбинная установка содержит один или несколько вихревых эжекторных движителей, выполняющих роль второго контура ДТРД. Вихревые эжекторные движители выполнены (см. Фиг. 2) в виде обтекаемых гондол 11, содержащих проточный тракт 20, состоящий из последовательно связанных между собой входного конфузора 13, диффузора 14, вихревой камеры 15 и выходного устройства 16. При этом гондола снабжена входным патрубком 17, подсоединяемым к трубопроводу питания 8, и выпускными соплами 19. Выпускные сопла выполнены сообщающимися с входным патрубком 17 и расположенными в выходной части диффузора по его окружности под углом 22 к оси гондолы таким образом, чтобы выходящие из них струи создавали бы вихрь 21 в проходящем через проточный тракт воздушном потоке. Связь сопел 19 с выходным патрубком может быть выполнена с помощью нагнетательной камеры 18, выполненной в гондоле 11 кольцевой вокруг проточного тракта.
Целесообразно, чтобы каждый из движителей был выполнен с вихревой камерой, внутренняя поверхность которой выполнена конусообразной, в виде усеченного конуса, с большим основанием, связанным с выходным сечением диффузора, и меньшим основанием, составляющим выхлопное отверстие. Угол конусности при этом выполнен равным 6-12°.
Для улучшения тяговых характеристик каждый из движителей может быть выполнен с вихревой камерой, внутренняя поверхность которой выполнена в виде усеченного конуса с большим основанием, связанным с выходным сечением диффузора, и меньшим основанием, связанным с выходным устройством, выполненным в виде дополнительного диффузора.
Кроме того, выходные устройства движителей могут быть снабжены спрямляющими устройствами, выполненными в виде известных конструкций, например в виде направляющих радиальных лопаток.
Конструкция вихревого эжекторного движителя может быть выполнена из различных известных решений. Например, конструктивно движитель может быть выполнен содержащим корпус, включающий нагнетательную камеру с вставными соплами, переднюю часть с входным устройством и хвостовую часть с вихревой камерой и выходным устройством, установленные на полках, выполненных спереди и сзади на корпусе.
При этом корпус может быть выполнен металлическим из алюминиевого или магниевого литья, а передняя и хвостовая части могут быть выполнены из композиционных материалов.
Работает газотурбинная установка следующим образом.
При работе корневого газотурбинного двигателя 1 часть воздуха, вырабатываемая компрессором 2, подводится в камеру сгорания 6, где смешивается с продуктами сгорания и поступает на турбину 7, приводя ее в действие. Турбина используется для привода компрессора, вырабатывающего необходимое количество сжатого воздуха.
Другая часть оставшегося воздуха высокого давления поступает в кольцевой отборник 5 и далее в трубопровод 8 питания движительных устройств 9 и 10. Воздух высокого давления, поступающий в нагнетательную камеру 18, выбрасывается в виде высокоэнергитичных струй через сопла 19 вовнутрь проточного тракта 20 под углом 22 к оси гондолы таким образом, чтобы выходящие из них струи создавали бы вихрь 21 в проходящем воздушном потоке 23. Созданный в воздушном потоке 23 вихрь 21 воздействует на него, превращая поток в вихревой, что в свою очередь создает разрежение на входе в движитель, способствуя увеличению расхода воздуха через движитель. Ускоренный воздушный поток вместе с эжектирующим воздухом из сопел создают увеличенную тягу и мощность за счет энергии окружающей среды.
Самолет, использующий газотурбинные установки с выделенным корневым двигателем, содержащие вихревые эжекторные движители.
Самолет 30 (см. Фиг. 3) включает фюзеляж 33, полукрылья 31 и 32, хвостовое оперение 35 с вертикальным и горизонтальными поверхностями. Самолет содержит также маршевую силовую установку, состоящую из левого 37 и правого 38 выделенных корневых двигателей, установленных на пилонах под крылом. При этом каждый корневой газотурбинный двигатель выполнен по известной конструкции газотурбинного двигателя первого контура двухконтурного газотурбинного двигателя (ДТРД) за исключением того, что в нем отсутствует второй контур (вентилятор, кожух, выпрямляющее устройство, редуктор, механическая передача, связывающая турбину с вентилятором). Во всем остальном корневой газотурбинный двигатель снабжен агрегатами и оборудованием известных конструкций, необходимыми для его эффективного функционирования.
Кроме того, выход компрессора каждого двигателя выполнен с кольцевым отборником 49 (Фиг. 4) для отбора воздуха для движителей таким образом, что часть воздуха, вырабатываемая компрессором, подводится в камеру сгорания, турбину и используется для привода компрессора, а другая часть оставшегося воздуха высокого давления поступает в трубопровод 43, установленный в переднем отсеке полукрыльев и центроплана для питания движительных устройств. Для этого кольцевой отборник каждого двигателя подсоединен к патрубку 45 (46 - для правого двигателя), установленному в пилоне, другим концом подсоединенному к трубопроводу 43. Таким образом, в трубопровод 43 поступает сжатый воздух от обоих двигателей 37, 38. Каждый из патрубков 45, 46 снабжен обратным клапаном (на чертеже не показано), предотвращающим подачу сжатого воздуха в отказавший двигатель. Из трубопровода 43 сжатый воздух поступает в нагнетательную камеру 51 каждого движителя, подсоединенного своим входным патрубком к трубопроводу с помощью переходника.
Движители 39, 40, 41 и 42 установлены на верхней поверхности крыла с помощью пилонов 47.
Приведенный выше пример реализации изобретения не является единственно возможным. Простота конструкции вихревых эжекторных движителей, простота доставки энергоносителя (сжатого воздуха), возможность установки их на любой поверхности, на любом агрегате представляет богатый выбор конструкций летательных аппаратов.
Возможны следующие перспективные компоновки силовых установок.
1. «Обратная схема» - когда корневые выделенные газотурбинные двигатели установлены известным образом на крыле, а вихревые эжекторные движители расположены на нижней поверхности крыла. При этом все конструктивные узлы, связи остаются прежними.
Такое выполнение силовых установок позволяет повысить безопасность полета самолета в связи с меньшей повреждаемостью двигателей, уменьшить высоту стоек шасси.
2. Корневые выделенные газотурбинные двигатели установлены известным образом внутри фюзеляжа (в частности в его хвостовой части) с обеспечением подачи воздушного потока к ним с помощью воздухозаборников, а вихревые эжекторные движители расположены на его поверхности, либо на пилонах или специальных поверхностях, оперении. При этом все конструктивные узлы, связи остаются прежними.
В остальном, самолет снабжен известными системами и оборудованием, обеспечивающими его функционирование.
При работе двигателей сжатый воздух высокого давления поступает в нагнетательные камеры движителей, откуда он через сопла выбрасывается в виде высокоэнергитичных струй вовнутрь проточного тракта под углом к оси гондолы таким образом, чтобы выходящие из них струи создавали бы вихрь в проходящем воздушном потоке. Созданный в воздушном потоке вихрь воздействует на него, превращая поток в вихревой, что в свою очередь создает разрежение на входе в движитель, способствуя увеличению расхода воздуха через движитель. Ускоренный воздушный поток вместе с эжектирующим воздухом из сопел создают увеличенную тягу и мощность за счет энергии окружающей среды.
Кроме того, ускоренный воздушный поток из движителей создает на крыле повышенную циркуляцию, что приводит к увеличению несущих свойств крыла. Более того, поскольку воздушный поток из движителей является вихревым, то это способствует увеличению указанного эффекта.
Целесообразно чтобы направление вращения воздушного потока (струй) от двух движителей, расположенных на одном полукрыле, было разнонаправленным (что определяется конструкцией движителя, а именно направлением отклонения осей сопел, создающим вращение по или против часовой стрелки). При этом при выборе направления вращения, создающем направление влияния вихрей (струй) друг на друга вверх, будет предотвращено прилипание струй к поверхности крыла и увеличение тяги. При обратном направлении (вниз) струи будут способствовать прилипанию к поверхности крыла и созданию увеличенной подъемной силы крыла.
При использовании движителей с выходными устройствами, содержащими выпрямляющие устройства, указанные выше эффекты пропадают, но обеспечивается максимальная тяга.
Промышленная применимость
Газотурбинная установка с выделенным корневым двигателем и самолет, использующий такую установку, как и вихревые эжекторные движители не требуют для своего производства новых неизвестных технологий и могут производиться с помощью существующих.
Более того, использование таких установок в авиации, в частности на пассажирских самолетах, позволяет получить ряд положительных эффектов:
- повышается безопасность полетов за счет снижения вероятности повреждения двигателей в полете птицами, а на земле от попадающих в воздухозаборники камней;
- снижается потребный расход топлива за счет повышения КПД в вихревых эжекторных движителях, что способствует повышению топливной эффективности;
- упрощение и снижение массы газотурбинных установок, упрощение и снижение себестоимости их обслуживания;
- снижается шум на местности и в кабине самолета;
- повышение экологичности за счет снижения выбросов в атмосферу.
Claims (1)
- Самолет с газотурбинной силовой установкой, содержащий фюзеляж, полукрылья и хвостовое оперение с вертикальным и горизонтальными поверхностями, маршевую газотурбинную силовую установку, включающую не менее двух двигателей, каждый из которых выполнен в виде выделенного корневого газотурбинного двигателя, содержащего внешний обтекатель, компрессор, камеру сгорания и турбину, приводящую компрессор, и расположенные отдельно от выделенного корневого газотурбинного двигателя движительные устройства, при этом, выход компрессора каждого двигателя выполнен с кольцевым отборником для отбора воздуха для движителей таким образом, что часть воздуха, вырабатываемая компрессором, подводится в камеру сгорания и турбину и используется для привода компрессора, а другая часть оставшегося воздуха высокого давления поступает в трубопровод питания движительных устройств и другие системы и оборудование, обеспечивающие его функционирование,
отличающийся тем, что выделенные корневые двигатели установлены на пилонах под крылом, а движительные устройства, выполненные в виде вихревых эжекторных движителей, установлены на верхней поверхности крыла, при этом кольцевой отборник каждого двигателя подсоединен к патрубку, установленному в пилоне и другим концом подсоединенному к трубопроводу для питания движительных устройств, установленному в переднем отсеке крыла, а каждый из патрубков, соединяющий кольцевой отборник двигателя с трубопроводом, снабжен обратным клапаном, предотвращающим подачу сжатого воздуха в отказавший двигатель.
Priority Applications (2)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2013149503/06A RU2567914C2 (ru) | 2013-11-07 | 2013-11-07 | Самолёт с газотурбинной силовой установкой, содержащей вихревые эжекторные движители |
PCT/RU2014/000839 WO2015069147A1 (ru) | 2013-11-07 | 2014-11-06 | Самолет и газотурбинная установка с выделенным корневым двигателем |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2013149503/06A RU2567914C2 (ru) | 2013-11-07 | 2013-11-07 | Самолёт с газотурбинной силовой установкой, содержащей вихревые эжекторные движители |
Publications (2)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2013149503A RU2013149503A (ru) | 2015-05-20 |
RU2567914C2 true RU2567914C2 (ru) | 2015-11-10 |
Family
ID=53041806
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2013149503/06A RU2567914C2 (ru) | 2013-11-07 | 2013-11-07 | Самолёт с газотурбинной силовой установкой, содержащей вихревые эжекторные движители |
Country Status (2)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU2567914C2 (ru) |
WO (1) | WO2015069147A1 (ru) |
Families Citing this family (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
FR3041991B1 (fr) * | 2015-10-05 | 2020-05-01 | Safran Aircraft Engines | Aeronef avec un moyen de propulsion a soufflante deportee |
Citations (4)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US4732324A (en) * | 1984-12-19 | 1988-03-22 | Rolls-Royce Inc. | Variable flow area nozzle |
EP1331378A2 (en) * | 2002-01-16 | 2003-07-30 | National Aerospace Laboratory of Japan | Separated core turbofan engine |
RU2413859C2 (ru) * | 2006-12-18 | 2011-03-10 | Аэроджет-Дженерал Корпорейшн | Объединенная система камеры сгорания и сопла с комбинированным циклом |
RU2465481C2 (ru) * | 2010-12-06 | 2012-10-27 | Владимир Тарасович Шведов | Вихревой движитель |
-
2013
- 2013-11-07 RU RU2013149503/06A patent/RU2567914C2/ru not_active IP Right Cessation
-
2014
- 2014-11-06 WO PCT/RU2014/000839 patent/WO2015069147A1/ru active Application Filing
Patent Citations (4)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US4732324A (en) * | 1984-12-19 | 1988-03-22 | Rolls-Royce Inc. | Variable flow area nozzle |
EP1331378A2 (en) * | 2002-01-16 | 2003-07-30 | National Aerospace Laboratory of Japan | Separated core turbofan engine |
RU2413859C2 (ru) * | 2006-12-18 | 2011-03-10 | Аэроджет-Дженерал Корпорейшн | Объединенная система камеры сгорания и сопла с комбинированным циклом |
RU2465481C2 (ru) * | 2010-12-06 | 2012-10-27 | Владимир Тарасович Шведов | Вихревой движитель |
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
WO2015069147A1 (ru) | 2015-05-14 |
RU2013149503A (ru) | 2015-05-20 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
RU2641955C2 (ru) | Летательный аппарат с турбореактивным двигателем с вентиляторами противоположного вращения | |
AU2016315450B2 (en) | Fluidic propulsive system and thrust and lift generator for aerial vehicles | |
US10829232B2 (en) | Aircraft comprising a propulsion assembly including a fan on the rear of the fuselage | |
US9051881B2 (en) | Electrical power generation and windmill starting for turbine engine and aircraft | |
US20080315042A1 (en) | Thrust generator for a propulsion system | |
US2501633A (en) | Gas turbine aircraft power plant having ducted propulsive compressor means | |
US10167084B2 (en) | Aircraft environmental control system air duct arrangement | |
US20180156109A1 (en) | Boundary layer excitation aft fan gas turbine engine | |
US11773736B2 (en) | Segmented augmented turbine assembly | |
JP2003041949A (ja) | 超音速飛行機のための機械的伝達手段を有する可変サイクル推進システム | |
US11015521B2 (en) | Aircraft propulsion assembly equipped with a main fan and with at least one offset fan | |
US2814349A (en) | Aircraft propulsion apparatus | |
JP2003090233A (ja) | 超音速飛行機のための圧縮空気分岐手段を有する可変サイクル推進システム | |
EP3034395B1 (en) | Aircraft boundary layer removal with auxilliary power unit suction | |
CN113982782A (zh) | 轮缘驱动涡扇涵道喷气式无轴电力永磁航空推进器及应用 | |
RU2567914C2 (ru) | Самолёт с газотурбинной силовой установкой, содержащей вихревые эжекторные движители | |
EP3428436A1 (en) | Aircraft incorporating a thrust recovery system using cabin air | |
RU2465481C2 (ru) | Вихревой движитель | |
US8794902B1 (en) | System and method to improve the exhaust pressure across a RAM air turbine through secondary flow mixing | |
US20170057649A1 (en) | Integrated aircraft propulsion system | |
CN204877714U (zh) | 一种航空、航天、航海于一体的混合发动机 | |
CN104963788B (zh) | 一种航空、航天、航海于一体的混合发动机 | |
US11383848B2 (en) | Supersonic aircraft propulsion installation | |
CN105927421A (zh) | 文丘里喷气发动机 | |
RU63772U1 (ru) | Реактивный воздушный винт |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20161108 |
|
NF4A | Reinstatement of patent |
Effective date: 20171221 |
|
MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20191108 |