RU2662596C1 - Устройство для формирования силы тяги и летательный аппарат - Google Patents

Устройство для формирования силы тяги и летательный аппарат Download PDF

Info

Publication number
RU2662596C1
RU2662596C1 RU2017128641A RU2017128641A RU2662596C1 RU 2662596 C1 RU2662596 C1 RU 2662596C1 RU 2017128641 A RU2017128641 A RU 2017128641A RU 2017128641 A RU2017128641 A RU 2017128641A RU 2662596 C1 RU2662596 C1 RU 2662596C1
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
module
traction
engine
fan
generator
Prior art date
Application number
RU2017128641A
Other languages
English (en)
Inventor
Хикару ТАКАМИ
Юто ЮКОЙ
Original Assignee
Мицубиси Хеви Индастрис, Лтд.
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Мицубиси Хеви Индастрис, Лтд. filed Critical Мицубиси Хеви Индастрис, Лтд.
Application granted granted Critical
Publication of RU2662596C1 publication Critical patent/RU2662596C1/ru

Links

Images

Classifications

    • 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
    • B64D27/10—Aircraft characterised by the type or position of power plants of gas-turbine type 
    • B64D27/12—Aircraft characterised by the type or position of power plants of gas-turbine type  within, or attached to, wings
    • 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
    • B64D27/026—Aircraft characterised by the type or position of power plants comprising different types of power plants, e.g. combination of a piston engine and a gas-turbine
    • 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
    • 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
    • B64D27/24—Aircraft characterised by the type or position of power plants using steam or spring force
    • 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
    • B64D27/40—Arrangements for mounting power plants in aircraft
    • 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
    • B64D27/40—Arrangements for mounting power plants in aircraft
    • B64D27/404—Suspension arrangements specially adapted for supporting vertical loads
    • 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
    • B64D35/00—Transmitting power from power plants to propellers or rotors; Arrangements of transmissions
    • B64D35/04—Transmitting power from power plants to propellers or rotors; Arrangements of transmissions characterised by the transmission driving a plurality of propellers or rotors
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
    • F02C6/00—Plural gas-turbine plants; Combinations of gas-turbine plants with other apparatus; Adaptations of gas-turbine plants for special use
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
    • F02C7/00—Features, components parts, details or accessories, not provided for in, or of interest apart form groups F02C1/00 - F02C6/00; Air intakes for jet-propulsion plants
    • F02C7/20—Mounting or supporting of plant; Accommodating heat expansion or creep
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02K—JET-PROPULSION PLANTS
    • F02K3/00—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan
    • F02K3/02—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan in which part of the working fluid by-passes the turbine and combustion chamber
    • F02K3/04—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan in which part of the working fluid by-passes the turbine and combustion chamber the plant including ducted fans, i.e. fans with high volume, low pressure outputs, for augmenting the jet thrust, e.g. of double-flow type
    • F02K3/06—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan in which part of the working fluid by-passes the turbine and combustion chamber the plant including ducted fans, i.e. fans with high volume, low pressure outputs, for augmenting the jet thrust, e.g. of double-flow type with front fan
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02K—JET-PROPULSION PLANTS
    • F02K5/00—Plants including an engine, other than a gas turbine, driving a compressor or a ducted fan
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
    • F02C3/00—Gas-turbine plants characterised by the use of combustion products as the working fluid
    • F02C3/04—Gas-turbine plants characterised by the use of combustion products as the working fluid having a turbine driving a compressor
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2220/00—Application
    • F05D2220/30—Application in turbines
    • F05D2220/32—Application in turbines in gas turbines
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2220/00—Application
    • F05D2220/70—Application in combination with
    • F05D2220/76—Application in combination with an electrical generator
    • 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
    • Y02T50/40—Weight reduction
    • 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)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
  • Connection Of Motors, Electrical Generators, Mechanical Devices, And The Like (AREA)

Abstract

Изобретение относится к области авиации, в частности к конструкциям движительных систем летательных аппаратов. Устройство (1) для формирования силы тяги включает модуль (2) двухконтурного турбореактивного двигателя, модуль вентилятора (3) и электропроводящий модуль (20). Модуль (2) двухконтурного турбореактивного двигателя включает генератор (7) для выработки энергии посредством вращающей силы приводного вала, который приводит в действие вентилятор (5), размещенный на приводном валу, с помощью газа, образованного в результате сжигания топлива. Модуль (3) вентилятора включает двигатель (9), приводимый в действие энергией, подаваемой от генератора (7), и который приводит в действие вентилятор (8) с помощью двигателя (9). Электропроводящий модуль (20) соединяет генератор (7) с двигателем (9) и подает вырабатываемую генератором (7) энергию к двигателю (9). Модуль (2) двухконтурного турбореактивного двигателя и модуль (3) вентилятора с приводом от двигателя объединены друг с другом, а электропроводящий модуль (20) размещен между ними. Обеспечивается увеличение степени двухконтурности устройства при сохранении двухконтурности турбореактивного двигателя. 2 н. и 4 з.п. ф-лы, 7 ил.

Description

Область техники
[0001] Настоящее изобретение относится к устройству для формирования силы тяги, которое устанавливают на летательном аппарате; и к летательному аппарату.
Предпосылки создания изобретения
[0002] Хорошо известно, что при установке двухконтурных турбореактивных двигателей на летательном аппарате более высокие степени двухконтурности приводят к снижению расхода топлива. Здесь степень двухконтурности определяют как отношение объема воздуха, проходящего через участки, отличные от внутреннего контура двигателя, к объему воздуха, проходящего через внутренний контур двигателя. Однако существует предел миниатюризации размеров внутреннего контура двигателя. В связи с этим для повышения степени двухконтурности необходимо увеличить диаметр корпуса двигателя, чтобы увеличить объем байпассированного воздуха.
[0003] Но, как показано на ФИГ. 7, в случае летательного аппарата 50, на котором двигатель 52 установлен под основным крылом 51, необходимо обеспечить определенный зазор от земли. Т. е. существует также ограничение по диаметру основной части двигателя 52. Соответственно, верхний предел степени двухконтурности двухконтурных турбореактивных двигателей составляет около 10.
[0004] В указанном ниже патентном документе 1 описывают двухконтурный турбореактивный двигатель, который формирует силу тяги, и по меньшей мере один вентилятор с электроприводом, который формирует силу тяги, которые расположены на одном крыле, причем вентилятор с электроприводом приводится в действие за счет энергии, вырабатываемой генератором, размещенном в двухконтурном турбореактивном двигателе.
Список цитированной литературы
Патентная литература
[0005] Патентный документ 1: нерассмотренная опубликованная заявка на патент Японии №2006-205755А.
Раскрытие сущности изобретения
Техническая проблема
[0006] В настоящее время проводятся исследования летательного аппарата, оснащенного двухконтурным турбореактивным двигателем, генератором, который вырабатывает энергию посредством вращающей силы двухконтурного турбореактивного двигателя, и вентилятором с приводом от двигателя, который включает двигатель (электрический двигатель), который приводит в движение вентилятор с помощью энергии, поступающей от генератора, причем тягу формируют и двухконтурный турбореактивный двигатель, и вентилятор с приводом от двигателя. Однако не проводилось специального исследования относительно положений размещения двухконтурного турбореактивного двигателя и вентилятора с приводом от двигателя.
[0007] Например, в случае, когда энергия, вырабатываемая генератором, подается на вентилятор с приводом от двигателя и приводит в движение вентилятор с приводом от двигателя в качестве устройства для формирования силы тяги, подаваемая энергия будет иметь высокое напряжение. Таким образом, линия электропитания с большой площадью поперечного сечения представляет собой предпочтительный вариант, но проблема заключается в том, что такая линия электропитания будет представлять собой слишком тяжелый предмет для летательного аппарата. Кроме того, еще одна проблема заключается в том, что в зависимости от положения размещения линии электропитания могут создаваться электромагнитные помехи для приборов летательного аппарата. Поэтому двухконтурный турбореактивный двигатель, вентилятор с приводом от двигателя и линию электропитания необходимо располагать надлежащим образом.
[0008] Кроме того, не проводилось специального исследования относительно несущей конструкции для случаев, когда двухконтурный турбореактивный двигатель и вентилятор с приводом от двигателя расположены на одном крыле. Дополнительно, объем воздуха, проходящего через участки, отличные от внутреннего контура двухконтурного турбореактивного двигателя, увеличивается из-за приведения в движение вентилятора с приводом от двигателя. Таким образом, можно увеличить степень двухконтурности всего устройства для формирования силы тяги при сохранении степени двухконтурности двухконтурного турбореактивного двигателя на обычном уровне. Однако не проводилось исследования относительно управления степенью двухконтурности в зависимости от условий полета летательного аппарата.
[0009] В свете этих проблем цель настоящего изобретения представляет собой создание устройства для формирования силы тяги и летательного аппарата, включающего такое устройство. Указанное устройство включает модуль тяги, который формирует силу тяги с помощью топлива, и модуль тяги, который формирует силу тяги с помощью электрической энергии, причем оба модуля тяги расположены надлежащим образом и эффективно.
Решение проблемы
[0010] Устройство для формирования силы тяги по первому аспекту настоящего изобретения оснащено первым модулем тяги, включающим генератор, который вырабатывает энергию посредством вращающих сил приводного вала и который приводит в действие первый вентилятор, расположенный на приводном валу, с помощью газа, образованного в результате сжигания топлива; вторым модулем тяги, расположенным параллельно первому модулю тяги и включающим двигатель, приводимый в действие энергией, подаваемой от генератора, который приводит в действие второй вентилятор с помощью двигателя; и электропроводящим модулем, соединяющим генератор с двигателем, по которому вырабатываемая генератором энергия подается к двигателю. В таком устройстве для формирования силы тяги первый модуль тяги и второй модуль тяги объединены друг с другом, а электропроводящий модуль расположен между первым модулем тяги и вторым модулем тяги.
[0011] В этой конфигурации первый модуль тяги и второй модуль тяги объединены друг с другом. Таким образом, в тех случаях, когда устройство для формирования силы тяги закреплено на крыле, необязательно транспортировать и устанавливать первый модуль тяги и второй модуль тяги по отдельности, осуществлять операции с этими модулями можно одновременно, как с одним компонентом. Кроме того, первый модуль тяги и второй модуль тяги расположены в непосредственной близости друг от друга, а электропроводящий модуль расположен между первым модулем тяги и вторым модулем тяги, например, по существу линейно, на коротком расстоянии. В результате, по сравнению со случаем, когда расстояние между первым модулем тяги и вторым модулем тяги велико, масса электропроводящего модуля может быть уменьшена и потери мощности могут быть снижены. Дополнительно, напряженность электромагнитных волн, возникающих в ходе протекания электрического тока по электропроводящему модулю, снижается, и могут подавляться электромагнитные помехи, которые влияют на работу приборов, установленных в летательном аппарате.
[0012] В описанном выше первом аспекте настоящего изобретения первый модуль тяги и второй модуль тяги могут быть размещены в одном корпусе.
[0013] В этой конфигурации можно легко осуществлять операции с первым модулем тяги и вторым модулем тяги как с одним компонентом, причем влияние электромагнитных волн на внешние устройства может быть снижено из-за экранирующего эффекта корпуса.
[0014] В описанном выше первом аспекте настоящего изобретения устройство для формирования силы тяги может дополнительно включать блок управления, который регулирует тягу первого модуля тяги и второго модуля тяги.
[0015] В этой конфигурации сила тяги, формируемая первым модулем тяги и вторым модулем тяги, будет регулироваться по отдельности, и, таким образом, пропорциональная доля, приходящаяся на объем воздуха, не использованного при сжигании топлива в первом модуле тяги, может быть увеличена или уменьшена. В результате степень двухконтурности может быть увеличена или уменьшена в соответствии с, например, условиями полета, расход топлива может быть снижен, шум может быть уменьшен и т.п.
[0016] В описанном выше первом аспекте настоящего изобретения электропроводящий модуль может включать шинопровод и гибкий элемент, размещенный на шинопроводе. Гибкий элемент компенсирует изменения положения шинопровода.
[0017] В этой конфигурации использован шинопровод, поэтому по электропроводящему модулю можно передавать электрическую энергию под высоким напряжением. Кроме того, гибкий элемент представляет собой, например, пружинный элемент или подшипник и компенсирует изменения положения шинопровода. Это также позволяет избегать повреждения электропроводящего модуля, если первый модуль тяги, второй модуль тяги или электропроводящий модуль подвергаются воздействию внешних сил.
[0018] Летательный аппарат по второму аспекту настоящего изобретения включает описанное выше устройство для формирования силы тяги и один первый несущий элемент для подвешивания и поддержания устройства для формирования силы тяги.
[0019] В этой конфигурации устройство для формирования силы тяги, в котором первый модуль тяги и второй модуль тяги объединены и которое подвешено и поддерживается одним первым несущим элементом, установлено на летательном аппарате.
[0020] В описанном выше втором аспекте настоящего изобретения летательный аппарат может дополнительно включать второй несущий элемент, присоединенный к первому модулю тяги и основному крылу, который несет нагрузку растяжения.
[0021] В этой конфигурации, когда сила тяги, формируемая первым модулем тяги, превышает силу тяги, формируемую вторым модулем тяги, в описанном выше первом несущем элементе создается момент в направлении рыскания, но деформация первого несущего элемента может быть подавлена за счет второго несущего элемента, несущего нагрузку растяжения.
Преимущественные эффекты изобретения
[0022] Согласно настоящему изобретению, в тех случаях, когда устройство для формирования силы тяги включает модуль тяги, который формирует силу тяги с помощью топлива, и модуль тяги, который формирует силу тяги с помощью электрической энергии, оба модуля тяги расположены надлежащим образом и эффективно. Краткое описание чертежей
[0023] На ФИГ. 1 представлен вид спереди, иллюстрирующий летательный аппарат, на котором установлено устройство для формирования силы тяги согласно варианту осуществления настоящего изобретения.
На ФИГ. 2 представлен вид в вертикальном поперечном сечении, иллюстрирующий устройство для формирования тяги согласно варианту осуществления настоящего изобретения.
На ФИГ. 3 представлен вид сзади, иллюстрирующий устройство для формирования тяги согласно варианту осуществления настоящего изобретения.
На ФИГ. 4 представлен вид в вертикальном поперечном сечении по линии А-А', изображенной на ФИГ. 2.
На ФИГ. 5 представлен вид в вертикальном поперечном сечении по линии В-В', изображенной на ФИГ. 2.
На ФИГ. 6 представлен вид в вертикальном поперечном сечении по линии С-С', изображенной на ФИГ. 2.
На ФИГ. 7 представлен вид спереди, иллюстрирующий летательный аппарат, на котором установлен традиционный двухконтурный турбореактивный двигатель.
Осуществление изобретения
[0024] Ниже будет описано устройство для формирования силы тяги, предназначенное для установки на летательном аппарате согласно варианту осуществления настоящего изобретения.
Как показано на ФИГ. 1, устройство 1 для формирования силы тяги установлено, например, под основным крылом 12 летательного аппарата 10, и оно формирует силу тяги для приведения в движение летательного аппарата 10. Например, одно устройство 1 для формирования силы тяги установлено на одном из основных крыльев 12. Устройство 1 для формирования силы тяги установлено попарно на обоих основных крыльях 12. Устройство 1 для формирования силы тяги включает модуль 2 двухконтурного турбореактивного двигателя и модуль 3 вентилятора с приводом от двигателя. Модуль 2 двухконтурного турбореактивного двигателя и модуль 3 вентилятора с приводом от двигателя размещены параллельно.
[0025] На ФИГ. 1 и 2 модуль 2 двухконтурного турбореактивного двигателя размещен на боковой поверхности фюзеляжа 11 летательного аппарата 10, а модуль 3 вентилятора с приводом от двигателя размещен снаружи от модуля 2 двухконтурного турбореактивного двигателя. Устройство 1 для формирования силы тяги установлено на обоих основных крыльях 12 так, что модули 2 двухконтурного турбореактивного двигателя и модули 3 вентилятора с приводом от двигателя имеют лево-правую симметрию. Следует отметить, что возможна конфигурация, в которой положения размещения модуля 2 двухконтурного турбореактивного двигателя и модуля 3 вентилятора с приводом от двигателя противоположны положениям, показанным на ФИГ. 1 и 2, а модуль 3 вентилятора с приводом от двигателя может быть размещен на боковой поверхности фюзеляжа 11.
[0026] Максимальная сила тяги, которая может быть сформирована устройством 1 для формирования силы тяги, составляет, например, от 1 т до 100 т. Как показано на ФИГ. 3 и 4, устройство 1 для формирования силы тяги подвешено под основным крылом 12, например, с помощью одного пилона 4 (первый несущий элемент). Пилон 4 имеет, например, конструкционное тело, такое как ферменная конструкция и т.п.Первая торцевая сторона пилона 4 соединена с по существу центральным участком устройства 1 для формирования силы тяги, а вторая торцевая сторона соединена с конструкционным телом основного крыла 12 (нервюрой) (не показано), передним лонжероном 13, задним лонжероном 14 и т.п. Пилон 4 способен выдержать вертикальные направленные, продольные направленные и поперечные направленные усилия, воздействию которых подвергается пилон 4.
[0027] Модуль 2 двухконтурного турбореактивного двигателя включает вентилятор 5, модуль 6 внутреннего контура двигателя, генератор 7 и т.п. Модуль 2 двухконтурного турбореактивного двигателя разделен на модуль 6 внутреннего контура двигателя, размещенный на осевой линии приводного вала; и обводной модуль, обходящий модуль 6 внутреннего контура двигателя, через который проходит только тот поток воздуха, который прошел через вентилятор 5. Модуль 6 внутреннего контура двигателя состоит из компрессора, турбины, камеры сгорания и т.п. Вентилятор 5, компрессор, турбина и генератор 7 размещены на одном приводном валу.
[0028] Камера сгорания модуля 6 внутреннего контура двигателя сжигает топливо и в результате сгорания образует выходящий газ с высокой температурой и высоким давлением. Указанный выходящий газ с высокой температурой и высоким давлением выбрасывается в виде струи из сопла, и струя указанного выходящего газа формирует часть тяги. Кроме того, выходящий газ, образованный в результате сгорания, вызывает вращение турбины. Вентилятор 5 и компрессор приводятся во вращение посредством вращающей силы турбины. Компрессор сжимает воздух, поступающий из воздухозаборного отверстия модуля 2 двухконтурного турбореактивного двигателя, и подает сжатый воздух в компрессор.
[0029] Вентилятор 5 представляет собой вентилятор в кольцевом обтекателе. Воздух, прошедший через вентилятор 5, выбрасывается из вентиляторного сопла и создает тягу.
Генератор 7 приводится во вращение посредством вращающей силы турбины и вырабатывает электроэнергию. Электроэнергия, вырабатываемая генератором 7, подается на модуль 3 вентилятора с приводом от двигателя и т.п.
[0030] Модуль 3 вентилятора с приводом от двигателя включает вентилятор 8, двигатель 9 и т.п. Вентилятор 8 и двигатель 9 размещены на одном валу.
Двигатель 9 приводится с возможностью вращения с помощью электроэнергии, подаваемой от генератора 7 модуля 2 двухконтурного турбореактивного двигателя. Вентилятор 8 приводится с возможностью вращения с помощью вращательного усилия двигателя 9. Вентилятор 8 представляет собой вентилятор в кольцевом обтекателе. Воздух, прошедший через вентилятор 8, выбрасывается из вентиляторного сопла и создает тягу.
[0031] Генератор 7 модуля 2 двухконтурного турбореактивного двигателя и двигатель 9 модуля 3 вентилятора с приводом от двигателя соединены друг с другом электропроводящим модулем 20, через который протекает электрический ток и подается электроэнергия от генератора 7 к двигателю 9. Электропроводящий модуль 20 имеет конструкцию и размер, позволяющие выдерживать электрический ток (например, от нескольких тысяч до десятков тысяч ампер), который протекает, когда модуль 3 вентилятора с приводом от двигателя развивает максимальную силу тяги.
[0032] Например, электропроводящий модуль 20 состоит из металлического шинопровода 21, гибкого элемента 22 и т.п., причем шинопровод 21 и гибкий элемент 22 соединены друг с другом. Первая торцевая сторона электропроводящего модуля 20 соединена с генератором 7, а вторая торцевая сторона соединена с двигателем 9. Шинопровод 21 представляет собой, например, металлический пластинчатый элемент или стержневидный элемент; а гибкий элемент 22 представляет собой, например, сетеобразный элемент из сетчатых металлических проволочных элементов, пружинный элемент, обладающий упругостью, и т.п.
[0033] Как показано на ФИГ. 2 и 3, гибкий элемент 22 размещен на среднем участке электропроводящего модуля 20, т.е. между двумя шинопроводами 21. Следует отметить, что возможна конфигурация, в которой гибкий элемент 22 размещен между генератором 7 и шинопроводом 21 или между двигателем 9 и шинопроводом 21. Благодаря наличию гибкого элемента 22, даже при воздействии внешних сил и изменении взаимного расположения модуля 2 двухконтурного турбореактивного двигателя и модуля 3 вентилятора с приводом от двигателя гибкий элемент 22 будет упруго деформироваться, в результате чего не произойдет отсоединение электропроводящего модуля 20 и можно будет избежать повреждения электропроводящего модуля 20 и т.п.
[0034] Следует отметить, что возможна конфигурация, в которой в качестве гибкого элемента 22 используют подшипник. Подшипник размещен так, что электрическое соединение шинопровода 21 сохраняется даже в случае изменения взаимного расположения модуля 2 двухконтурного турбореактивного двигателя и модуля 3 вентилятора с приводом от двигателя.
[0035] Электропроводящий модуль 20 установлен в корпусе 30. В результате электропроводящий модуль 20 не подвергается внешним воздействиям и может быть обеспечена изоляция электропроводящего модуля 20. Кроме того, использование экранирующего материала (например, металлического пластинчатого элемента или сетеобразного элемента) на корпусе 30 или на отдельном элементе (не показан), покрывающего электропроводящий модуль 20, позволяет подавить электромагнитные помехи, которые влияют на работу приборов, установленных в летательном аппарате 10.
[0036] Дополнительно, модуль 2 двухконтурного турбореактивного двигателя и модуль 3 вентилятора с приводом от двигателя размещены в непосредственной близости друг от друга, поэтому электропроводящий модуль 20 размещен по существу линейно на коротком расстоянии между модулем 2 двухконтурного турбореактивного двигателя и модулем 3 вентилятора с приводом от двигателя без необходимости его прокладки вокруг основного крыла 12 и т.п.Соответственно, благодаря короткой длине электропроводящего модуля 20 масса электропроводящего модуля 20 может быть уменьшена, что способствует снижению общей массы летательного аппарата 10, и, кроме того, потери мощности могут быть снижены. Дополнительно, напряженность электромагнитных волн, возникающих в ходе протекания электрического тока по электропроводящему модулю 20, снижается, и могут подавляться электромагнитные помехи, которые влияют на работу приборов, установленных в летательном аппарате 10.
[0037] В случаях, когда модуль 2 двухконтурного турбореактивного двигателя и модуль 3 вентилятора с приводом от двигателя объединены друг с другом, а устройство 1 для формирования силы тяги прикреплено к основному крылу 12, необязательно транспортировать и устанавливать модуль 2 двухконтурного турбореактивного двигателя и модуль 3 вентилятора с приводом от двигателя по отдельности, осуществлять операции с этими модулями можно одновременно, как с одним компонентом. Например, модуль 2 двухконтурного турбореактивного двигателя и модуль 3 вентилятора с приводом от двигателя размещены в одном корпусе 30, вмещающем оба модуля. Здесь электропроводящий модуль 20 установлен в том же корпусе 30, в котором размещены модуль 2 двухконтурного турбореактивного двигателя и модуль 3 вентилятора с приводом от двигателя. В результате можно легко осуществлять операции с модулем 2 двухконтурного турбореактивного двигателя и модулем 3 вентилятора с приводом от двигателя как с одним компонентом, причем влияние электромагнитных волн на внешние устройства может быть снижено из-за экранирующего эффекта корпуса 30.
[0038] Следует отметить, что в корпусе 30 между модулем 2 двухконтурного турбореактивного двигателя и модулем 3 вентилятора с приводом от двигателя может быть размещена перегородка. Таким образом может быть предотвращено распространение пламени из модуля 2 двухконтурного турбореактивного двигателя на модуль 3 вентилятора с приводом от двигателя, сила тяги, развиваемая устройством 1 для формирования силы тяги, может быть увеличена и т.п. Корпус 30 состоит, например, из металлических пластин или пластиковых пластин, армированных углеродными волокнами.
[0039] Как показано на ФИГ. 2, 3, и 5, стойка 24 (второй несущий элемент) размещена между модулем 2 двухконтурного турбореактивного двигателя устройства 1 для формирования силы тяги и основным крылом 12. Стойка 24 параллельна осевой линии модуля 2 двухконтурного турбореактивного двигателя. Первая торцевая сторона стойки 24 соединена с модулем 2 двухконтурного турбореактивного двигателя, а вторая торцевая сторона стойки 24 соединена с конструкционным телом (нервюрой, передним лонжероном 13 и т.п.) основного крыла 12 посредством монтажного кронштейна 25. Стойка 24 представляет собой конструкционное тело, способное выдерживать нагрузку растяжения, и может представлять собой, например, проволочный элемент.
[0040] В случаях, когда модуль 3 вентилятора с приводом от двигателя останавливается и работает только модуль 2 двухконтурного турбореактивного двигателя, или в случаях, когда сила тяги модуля 2 двухконтурного турбореактивного двигателя больше, чем сила тяги модуля 3 вентилятора с приводом от двигателя, создается момент в направлении рыскания пилона 4 из-за того, что модуль 2 двухконтурного турбореактивного двигателя работает не синхронно с модулем 3 вентилятора с приводом от двигателя. В таких случаях деформация пилона 4 подавляется благодаря наличию стойки 24, которая несет нагрузку растяжения.
[0041] Как показано на ФИГ. 2 и 6, в корпусе 30 размещено устройство 26 для управления силой тяги, которое регулирует силу тяги каждого из модуля 2 двухконтурного турбореактивного двигателя и модуля 3 вентилятора с приводом от двигателя. Устройство 26 для управления силой тяги соединено с генератором 7 и двигателем 9, посылает управляющие сигналы на генератор 7 и двигатель 9 и принимает сигналы от этих устройств посредством проводов 27 управления.
[0042] Устройство 26 для управления силой тяги задает максимальную общую силу тяги модуля 2 двухконтурного турбореактивного двигателя и модуля 3 вентилятора с приводом от двигателя во время взлета летательного аппарата 10. С другой стороны, во время полета в крейсерском режиме устройство 26 для управления силой тяги сначала снижает силу тяги модуля 2 двухконтурного турбореактивного двигателя. В результате во время полета в крейсерском режиме объем воздуха, проходящего через модуль 3 вентилятора с приводом от двигателя, будет больше, чем объем воздуха, проходящего через модуль 2 двухконтурного турбореактивного двигателя, а степень двухконтурности во время полета в крейсерском режиме будет больше, чем степень двухконтурности во время взлета.
[0043] В устройстве 1 для формирования силы тяги по настоящему варианту осуществления во время работы устройства 1 для формирования силы тяги из модуля 3 вентилятора с приводом от двигателя выбрасывается воздух. В результате объем воздуха, который не проходит через модуль 6 внутреннего контура двигателя модуля 2 двухконтурного турбореактивного двигателя, возрастает по сравнению с традиционными случаями, когда установлено только устройство для формирования силы тяги. Следовательно, как показано на ФИГ. 1, степень двухконтурности может быть увеличена до величины, превышающей традиционное значение, при сохранении зазора от земли. Увеличение степени двухконтурности позволяет уменьшить расход топлива и уменьшить шум. Кроме того, в тех случаях, когда предпочтительно достигать степени двухконтурности, аналогичной степени двухконтурности для случая, когда предусмотрен только традиционный двухконтурный турбореактивный двигатель, объем воздуха, который не проходит через модуль 6 внутреннего контура двигателя модуля 2 двухконтурного турбореактивного двигателя, может быть дополнен модулем 3 вентилятора с приводом от двигателя. При этом можно уменьшить общую высоту устройства 1 для формирования силы тяги.
[0044] Пропорциональную долю в силе тяги каждого из модуля 2 двухконтурного турбореактивного двигателя и модуля 3 вентилятора с приводом от двигателя можно регулировать соответствующим образом, и, таким образом, степень двухконтурности может быть переменной. Соответственно, возможен полет с оптимальной степенью двухконтурности в соответствии с условиями полета, например во время взлета, во время полета в крейсерском режиме, во время посадки и т.п.
[0045] В устройстве 1 для формирования силы тяги по настоящему варианту осуществления модуль 2 двухконтурного турбореактивного двигателя и модуль 3 вентилятора с приводом от двигателя объединены друг с другом. В результате по сравнению со случаями, в которых каждый из модулей установлен отдельно, работы по установке устройства 1 для формирования силы тяги на летательный аппарат 10 и на конструкцию летательного аппарата 10 могут упроститься. То есть в случаях установки устройства 1 для формирования силы тяги на каждое из основных крыльев 12 требуется только один пилон 4, прикрепленный к каждому основному крылу 12, и работы по установке требуется осуществлять только в одном месте каждого крыла.
Кроме того, можно снять двухконтурные турбореактивные двигатели с существующего летательного аппарата, на котором установлены двухконтурные турбореактивные двигатели, и заменить их устройством 1 для формирования силы тяги по настоящему варианту осуществления. В этом случае также необходимо заменить пилон, но не нужны кардинальные изменения в усиливающих конструкциях основных крыльев.
Более того, согласно настоящему варианту осуществления между модулем 2 двухконтурного турбореактивного двигателя и главным крылом 12 размещена стойка 24. Таким образом, нагрузка в направлении рыскания, которой подвергается пилон 4, может быть уменьшена.
[0046] Принимая во внимание ток, который протекает, когда модуль 3 вентилятора с приводом от двигателя развивает максимальную силу тяги, а также принимая во внимание размер и конструкцию электропроводящего модуля 20, в случаях расположения электропроводящего модуля на основном крыле 12 существует вероятность усложнения конструкции или создания электромагнитных помех работе приборов, установленных в летательном аппарате 10, из-за создаваемых электромагнитных волн. Однако согласно настоящему варианту осуществления модуль 2 двухконтурного турбореактивного двигателя и модуль 3 вентилятора с приводом от двигателя размещены близко друг к другу, а электропроводящий модуль 20 расположен линейно на коротком расстоянии. В результате можно обеспечить простую конструкцию, уменьшить массу и потери мощности и снизить воздействие электромагнитных помех. Кроме того, в качестве электропроводящего модуля 20 устанавливают не только шинопровод 21, но и гибкий элемент 22, что позволяет избежать повреждения электропроводящего модуля 20 и т.п.
[0047] Перечень ссылочных позиций
1 Устройство для формирования силы тяги
2 Модуль двухконтурного турбореактивного двигателя
3 Модуль вентилятора с приводом от двигателя
4 Пилон (первый несущий элемент)
5 Вентилятор (первый вентилятор)
6 Модуль внутреннего контура двигателя
7 Генератор
8 Вентилятор (второй вентилятор)
9 Двигатель
10 Летательный аппарат
11 Фюзеляж
12 Основное крыло
13 Передний лонжерон
14 Задний лонжерон
20 Электропроводящий модуль
21 Шинопровод
22 Гибкий элемент
24 Стойка (второй несущий элемент)
26 Устройство для управления силой тяги (управляющее устройство)
27 Провод управления
30 Корпус.

Claims (15)

1. Устройство для формирования силы тяги, содержащее:
первый модуль тяги, включающий генератор, который вырабатывает энергию посредством вращающих сил приводного вала и который приводит в действие первый вентилятор с помощью газа, образованного в результате сжигания топлива;
второй модуль тяги, расположенный параллельно первому модулю тяги и включающий двигатель, который приводится в действие энергией, подаваемой от генератора, который приводит в действие второй вентилятор с помощью двигателя; и
электропроводящий модуль, соединяющий генератор с двигателем, который подает вырабатываемую генератором энергию к двигателю; причем
первый модуль тяги и второй модуль тяги объединены друг с другом; и
электропроводящий модуль расположен между первым модулем тяги и вторым модулем тяги.
2. Устройство для формирования силы тяги по п. 1, в котором: первый модуль тяги и второй модуль тяги размещены в одном корпусе.
3. Устройство для формирования силы тяги по п. 1 или 2, дополнительно содержащее блок управления, который регулирует тягу первого модуля тяги и второго модуля тяги.
4. Устройство для формирования силы тяги по любому из пп. 1-3, в котором:
электропроводящий модуль включает
шинопровод и
гибкий элемент, размещенный на шинопроводе, который компенсирует изменения положения шинопровода.
5. Летательный аппарат, содержащий:
устройство для формирования силы тяги по любому из пп. 1-4 и один первый несущий элемент для подвешивания и поддержания устройства для формирования силы тяги.
6. Летательный аппарат по п. 5, дополнительно содержащий второй несущий элемент, присоединенный к первому модулю тяги и основному крылу, который несет нагрузку растяжения.
RU2017128641A 2015-02-27 2016-02-24 Устройство для формирования силы тяги и летательный аппарат RU2662596C1 (ru)

Applications Claiming Priority (3)

Application Number Priority Date Filing Date Title
JP2015-038282 2015-02-27
JP2015038282A JP6437347B2 (ja) 2015-02-27 2015-02-27 推力発生装置及び航空機
PCT/JP2016/055336 WO2016136770A1 (ja) 2015-02-27 2016-02-24 推力発生装置及び航空機

Publications (1)

Publication Number Publication Date
RU2662596C1 true RU2662596C1 (ru) 2018-07-26

Family

ID=56788927

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2017128641A RU2662596C1 (ru) 2015-02-27 2016-02-24 Устройство для формирования силы тяги и летательный аппарат

Country Status (8)

Country Link
US (1) US10752369B2 (ru)
EP (1) EP3243753B1 (ru)
JP (1) JP6437347B2 (ru)
CN (1) CN107249981A (ru)
BR (1) BR112017018148A2 (ru)
CA (1) CA2977487C (ru)
RU (1) RU2662596C1 (ru)
WO (1) WO2016136770A1 (ru)

Families Citing this family (22)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB2544625B (en) * 2015-10-05 2021-09-22 Safran Aircraft Engines Aircraft with a propulsion unit with offset fan
CN108252807B (zh) * 2016-12-28 2019-12-17 中国航发商用航空发动机有限责任公司 涡轮电动式的发动机推进系统
US10793281B2 (en) * 2017-02-10 2020-10-06 General Electric Company Propulsion system for an aircraft
US10633104B2 (en) * 2017-05-17 2020-04-28 General Electric Company Hybrid-electric propulsion system for an aircraft
US10676199B2 (en) 2017-06-12 2020-06-09 General Electric Company Propulsion system for an aircraft
US11008111B2 (en) * 2017-06-26 2021-05-18 General Electric Company Propulsion system for an aircraft
GB201807770D0 (en) * 2018-05-14 2018-06-27 Rolls Royce Plc Electric ducted fan
GB201807769D0 (en) * 2018-05-14 2018-06-27 Rolls Royce Plc Electric ducted fan
GB201811401D0 (en) * 2018-07-12 2018-08-29 Rolls Royce Plc Supersonic aircraft propulsion installation
US11097849B2 (en) 2018-09-10 2021-08-24 General Electric Company Aircraft having an aft engine
GB201820924D0 (en) 2018-12-21 2019-02-06 Rolls Royce Plc Turbine engine
GB201820925D0 (en) 2018-12-21 2019-02-06 Rolls Royce Plc Turbine engine
US11204037B2 (en) 2018-12-21 2021-12-21 Rolls-Royce Plc Turbine engine
GB201820919D0 (en) 2018-12-21 2019-02-06 Rolls Royce Plc Turbine engine
GB201820930D0 (en) * 2018-12-21 2019-02-06 Rolls Royce Plc Turbine engine
US20200277078A1 (en) * 2019-03-01 2020-09-03 Pratt & Whitney Canada Corp. Electrical power system for aircraft having hybrid-electric propulsion system
US11697505B2 (en) * 2019-03-01 2023-07-11 Pratt & Whitney Canada Corp. Distributed propulsion configurations for aircraft having mixed drive systems
EP3931099A4 (en) * 2019-03-01 2022-11-30 Pratt & Whitney Canada Corp. COOLING SYSTEM CONFIGURATIONS FOR AN AIRCRAFT WITH A HYBRID ELECTRIC PROPULSION SYSTEM
US11912422B2 (en) * 2019-08-26 2024-02-27 Hamilton Sundstrand Corporation Hybrid electric aircraft and powerplant arrangements
US11852024B2 (en) 2020-12-18 2023-12-26 Ge Aviation Systems Llc Electrical strut for a turbine engine
CN114215658A (zh) * 2021-11-29 2022-03-22 中国航发沈阳发动机研究所 一种具有大范围涵道比调节能力的推进系统
US11691742B1 (en) 2022-02-04 2023-07-04 Pratt & Whitney Canada Corp Containment zone for an electric machine in a hybrid powerplant for an aircraft

Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2122965C1 (ru) * 1996-08-12 1998-12-10 Кормилицин Юрий Николаевич Многоцелевой самолет-амфибия
US20130094963A1 (en) * 2011-10-13 2013-04-18 Rolls-Royce Plc Distributed propulsion system and method of control
RU2534676C1 (ru) * 2013-05-27 2014-12-10 Дмитрий Сергеевич Дуров Криогенный турбоэлектрический самолет короткого взлета и посадки
US20140360206A1 (en) * 2013-04-24 2014-12-11 Rolls-Royce Plc Aircraft powerplant
US20140367510A1 (en) * 2013-06-14 2014-12-18 Airbus Aircraft with electric propulsion means

Family Cites Families (31)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN1200343A (zh) * 1997-05-24 1998-12-02 王克西 可脱险的运客飞机及作战机的垂直起落
US6247668B1 (en) * 1999-07-15 2001-06-19 The Boeing Company Auxiliary power and thrust unit
US10443139B2 (en) * 2003-09-05 2019-10-15 Brilliant Light Power, Inc. Electrical power generation systems and methods regarding same
JP4092728B2 (ja) * 2005-01-25 2008-05-28 独立行政法人 宇宙航空研究開発機構 航空機用推進システム
WO2006082573A1 (en) 2005-02-06 2006-08-10 Ultrashape Inc. Non-thermal acoustic tissue modification
US8636241B2 (en) * 2005-04-20 2014-01-28 Richard H. Lugg Hybrid jet/electric VTOL aircraft
US20090121073A1 (en) * 2006-04-03 2009-05-14 The Boeing Company Aircraft having a jet engine, an adjustable aft nozzle, and an electric vertical fan
FR2902406B1 (fr) * 2006-06-20 2008-07-18 Airbus France Sas Carenage pour mat de suspension d'un turbomoteur a une aile d'aeronef
US20080184906A1 (en) * 2007-02-07 2008-08-07 Kejha Joseph B Long range hybrid electric airplane
US8049460B2 (en) * 2007-07-18 2011-11-01 Tesla Motors, Inc. Voltage dividing vehicle heater system and method
US8205825B2 (en) * 2008-02-27 2012-06-26 Spirit Aerosystems, Inc. Engine pylon made from composite material
DE102008011643A1 (de) 2008-02-28 2009-09-03 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg Flugzeugantriebseinheit mit Multi-Fan-Ausgestaltung
US8099944B2 (en) 2008-10-08 2012-01-24 The Invention Science Fund I, Llc Hybrid propulsive engine including at least one independently rotatable propeller/fan
GB0903423D0 (en) * 2009-03-02 2009-04-08 Rolls Royce Plc Variable drive gas turbine engine
FR2943039B1 (fr) * 2009-03-12 2012-09-28 Airbus France Avion a empennage queue-de-morue et moteur arriere.
US8294316B2 (en) * 2009-07-28 2012-10-23 Rolls-Royce North American Technologies, Inc. Electrical power generation apparatus for contra-rotating open-rotor aircraft propulsion system
US20110154805A1 (en) * 2009-12-31 2011-06-30 Craig Heathco Power augmentation system for an engine powered air vehicle
US20120128493A1 (en) * 2010-11-19 2012-05-24 Shelley Rudolph Allen Hybrid free-air gas turbine engine
US9212625B2 (en) 2010-11-19 2015-12-15 Rudolph Allen SHELLEY Hybrid gas turbine propulsion system
US20120209456A1 (en) * 2011-02-15 2012-08-16 Government Of The United States, As Represented By The Secretary Of The Air Force Parallel Hybrid-Electric Propulsion Systems for Unmanned Aircraft
JP2013099158A (ja) * 2011-11-02 2013-05-20 Sumitomo Electric Ind Ltd インバータ装置用コネクタ
US9637241B2 (en) * 2012-03-16 2017-05-02 The Boeing Company Engine mounting system for an aircraft
DE102012209803A1 (de) * 2012-06-12 2013-12-12 Siemens Aktiengesellschaft Verfahren zum Bereitstellen einer vorbestimmten Antriebscharakteristik in einem Flugzeug und zugehörige Antriebsvorrichtung
FR2994707B1 (fr) * 2012-08-21 2018-04-06 Snecma Turbomachine hybride a helices contrarotatives
US9458766B2 (en) * 2012-12-24 2016-10-04 United Technologies Corporation Blind installation pin for a gas turbine engine mount
ES2500015B1 (es) * 2013-02-28 2015-06-23 Axter Aerospace S.L. Sistema de potencia auxiliar eléctrico para aeronaves de motor de pistón
WO2014158240A2 (en) * 2013-03-14 2014-10-02 Rolls-Royce Corporation Hybrid turbo electric aero-propulsion system control
US9404507B2 (en) * 2013-04-15 2016-08-02 Mra Systems, Inc. Inner cowl structure for aircraft turbine engine
US9771863B2 (en) * 2014-02-07 2017-09-26 United Technologies Corporation Gas turbine engine with embedded distributed fans
ES2644782T3 (es) * 2014-09-17 2017-11-30 Airbus Operations, S.L. Motor híbrido de aeronave
US20180002025A1 (en) * 2016-07-01 2018-01-04 United Technologies Corporation Aircraft including parallel hybrid gas turbine electric propulsion system

Patent Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2122965C1 (ru) * 1996-08-12 1998-12-10 Кормилицин Юрий Николаевич Многоцелевой самолет-амфибия
US20130094963A1 (en) * 2011-10-13 2013-04-18 Rolls-Royce Plc Distributed propulsion system and method of control
US20140360206A1 (en) * 2013-04-24 2014-12-11 Rolls-Royce Plc Aircraft powerplant
RU2534676C1 (ru) * 2013-05-27 2014-12-10 Дмитрий Сергеевич Дуров Криогенный турбоэлектрический самолет короткого взлета и посадки
US20140367510A1 (en) * 2013-06-14 2014-12-18 Airbus Aircraft with electric propulsion means

Also Published As

Publication number Publication date
US10752369B2 (en) 2020-08-25
CA2977487C (en) 2019-08-13
EP3243753A4 (en) 2017-12-20
EP3243753B1 (en) 2020-07-29
CN107249981A (zh) 2017-10-13
US20180044028A1 (en) 2018-02-15
BR112017018148A2 (pt) 2018-04-10
CA2977487A1 (en) 2016-09-01
JP6437347B2 (ja) 2018-12-12
WO2016136770A1 (ja) 2016-09-01
EP3243753A1 (en) 2017-11-15
JP2016159692A (ja) 2016-09-05

Similar Documents

Publication Publication Date Title
RU2662596C1 (ru) Устройство для формирования силы тяги и летательный аппарат
RU2589532C1 (ru) Гибридный самолет
RU2469916C2 (ru) Пилон подвески двигателя под крылом самолета
RU2658212C2 (ru) Гибридная электрическая силовая передача для беспилотных летательных аппаратов вертикального взлета и посадки
EP2288541B1 (en) Aircraft taxiing systems
CA2657397C (en) Aircraft engine assembly comprising a fan cowl-supporting cradle mounted on two separate elements
EP2535274A2 (en) On-board aircraft auxiliary power systems having dual auxiliary power units
US20120299446A1 (en) Autonomous power generation unit for auxiliary system on an airborne platform
RU2012130452A (ru) Многофункциональная система энергоснабжения летательного аппарата
US20060044722A1 (en) Primary panel and motor controller integration for aircraft power distribution system
EP2278203A1 (en) Integrated electrical cable support
US11661181B2 (en) Aircraft having support stays for wings in which hydrogen pipes or electrical conductors are arranged
CN103826971A (zh) 用于电除冰的涡轮喷气发动机机舱的唇缘组件
EP3034395A1 (en) Aircraft boundary layer removal with auxilliary power unit suction
GB2538982A (en) Self-contained, electric contra rotating propeller propulsion apparatus for aircraft
RU2631162C2 (ru) Устройство аварийного питания летательного аппарата и летательный аппарат, снабженный таким устройством
US20150121896A1 (en) Reverse core flow engine mounting arrangement
WO2024102564A4 (en) Hybrid propulsion system for aircraft
RU2778175C1 (ru) Одноместный электросамолет
RU2630876C1 (ru) Летательный аппарат с вертикальным взлетом и посадкой
US20230415904A1 (en) Method for converting an airplane with thermic reaction propulsion motor to electrical reaction propulsion airplane and the electric airplane thereof
RU2624488C1 (ru) Электролет маноян
RU166774U1 (ru) Электросамолет
RU104918U1 (ru) Низколетательный аппарат х2
CA3132266A1 (en) Distributed propulsion configurations for aircraft having mixed drive systems