RU2728564C2 - Двухконтурный двухвальный турбореактивный двигатель - Google Patents
Двухконтурный двухвальный турбореактивный двигатель Download PDFInfo
- Publication number
- RU2728564C2 RU2728564C2 RU2018139555A RU2018139555A RU2728564C2 RU 2728564 C2 RU2728564 C2 RU 2728564C2 RU 2018139555 A RU2018139555 A RU 2018139555A RU 2018139555 A RU2018139555 A RU 2018139555A RU 2728564 C2 RU2728564 C2 RU 2728564C2
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- fan
- engine
- circuit
- external circuit
- air flow
- Prior art date
Links
- 238000002485 combustion reaction Methods 0.000 claims abstract description 6
- 238000009434 installation Methods 0.000 abstract description 3
- 239000000126 substance Substances 0.000 abstract 1
- 230000033228 biological regulation Effects 0.000 description 3
- 238000010276 construction Methods 0.000 description 2
- 238000010586 diagram Methods 0.000 description 2
- 239000000446 fuel Substances 0.000 description 2
- 239000003638 chemical reducing agent Substances 0.000 description 1
- 230000009347 mechanical transmission Effects 0.000 description 1
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
- B64D35/00—Transmitting power from power plants to propellers or rotors; Arrangements of transmissions
- B64D35/02—Transmitting power from power plants to propellers or rotors; Arrangements of transmissions specially adapted for specific power plants
-
- 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
- F02C7/36—Power transmission arrangements between the different shafts of the gas turbine plant, or between the gas-turbine plant and the power user
-
- 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
- F02C9/00—Controlling gas-turbine plants; Controlling fuel supply in air- breathing jet-propulsion plants
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
Изобретение относится к области авиационного двигателестроения, а именно к авиационным турбореактивным двигателям, которые могут быть использованы в летательных аппаратах и других системах, требующих одновременных сочетаний тяга-мощность. Двухконтурный двухвальный турбореактивный двигатель содержит вентилятор с входным направляющим аппаратом, направляющий аппарат наружного контура, компрессор высокого давления, камеру сгорания, турбину высокого давления, турбину низкого давления, реактивное сопло. Вентилятор установлен на том же валу, с которого отбирается мощность для привода несущего винта летательного аппарата, обеспечивающего его вертикальное положение и перемещение. Входной направляющий аппарат вентилятора регулирует расход воздуха для внутреннего и наружного контуров двигателя. Регулируемый направляющий аппарат наружного контура расположен в наружном контуре двигателя за вентилятором и разделителем потока воздуха и управляет степенью закрутки потока воздуха, поступающего от вентилятора в наружный контур, путем изменения угла установки лопаток направляющего аппарата. Достигается применение турбореактивного двухконтурного двигателя для создания как механической мощности, так и реактивной тяги, который по характеристикам веса и надежности удовлетворял бы требованиям летательного аппарата. 2 з.п. ф-лы, 2 ил.
Description
Изобретение относится к области авиационного двигателестроения, а именно к авиационным турбореактивным двигателям, которые могут быть использованы в летательных аппаратах и других системах, требуемых одновременных сочетаний тяга-мощность.
Турбореактивный двухконтурный двигатель за счет реактивной тяги способен расширить горизонт достижимых скоростей, стоящий перед вертолетной авиацией.
Большинство современных вертолетов используют силовые установки на базе турбовальных газотурбинных двигателей.
Для заявленного изобретения принимается схема с осевым компрессором и осевой турбиной в варианте с приводным валом, расположенным в передней части двигателя.
Доминирующий в настоящее время тип газотурбинных двигателей в дозвуковой и сверхзвуковой авиации - турбореактивный двухконтурный двигатель (далее - ТРДД), значительно сузивший область применения турбовального двигателя. ТРДД обладает рядом преимуществ перед другими схемами двигателей, которые возможно применить в области вертолетостроения, а именно:
- значительное снижение удельного расхода топлива не только в сравнении с одноконтурным двигателем, но и с турбовальным на околозвуковых скоростях;
- возможность применения в широком диапазоне скоростей полета - многорежимность использования;
- возможность значительного регулирования двигателя по тяге путем увеличения степени двухконтурности.
Из уровня техники известен турбореактивный двухконтурный двигатель, выбранный в качестве аналога (патент РФ №2238418, 20.10.2004), содержащий вентилятор, компрессор, камеру сгорания, турбины, реактивное сопло. Вентилятор оснащен направляющими аппаратами в наружном и внутреннем контуре.
Недостаток аналога заключается в том, что направляющие аппараты выполнены нерегулируемыми.
Из уровня техники известен турбореактивный двухконтурный двигатель, выбранный в качестве аналога (US 4461145, 24.07.1984). В аналоге предложен вариант регулируемых заслонок между лопатками направляющего аппарата, установленными в наружном контуре двигателя за вентилятором и разделителем потока.
Недостаток аналога заключается в том, что основное назначение регулируемых заслонок - снизить возможность возникновения срыва потока за счет изменения проходного сечения наружного контура между лопатками направляющего аппарата.
Из уровня техники известна парогазовая установка (ПТУ) на основе турбореактивного двигателя, выбранная в качестве аналога (RU 2163671, 27.02.2001). ПТУ содержит регулируемый входной направляющий аппарат, за которым установлен компрессор низкого давления, выход которого связан с регулируемыми створками второго (наружного) контура.
Недостаток аналога заключается в том, что регулируемый входной направляющий аппарат управляет расходом воздуха наружного и внутреннего контура, однако схема двигателя не предназначена для одновременного получения и управления как тягой, так и мощностью.
Из уровня техники известна энергетическая установка на основе турбореактивного двухконтурного двигателя, выбранная в качестве аналога (US 2016376960, 29.12.2016). В аналоге входной направляющий аппарат наружного контура 114 выполнен регулируемым. Регулирование входного направляющего аппарата наружного контура происходит при помощи, например, заслонок 116 или лопаток.
Недостаток аналога заключается в том, что предложенная схема турбореактивного двухконтурного двигателя предназначена для снятия мощности на генератор. Комбинированное управление как мощностью, так и тягой при такой схеме затруднительно.
Из уровня техники известен двухконтурный двухвальный турбореактивный двигатель, выбранный в качестве наиболее близкого аналога (прототипа) (патент СА 2841405, 29.01.2014). В прототипе предлагается система распределения мощности от турбины к компрессорам или внешним потребителям типа винта и др., обеспечивающим наиболее оптимальные частоты вращения через редуктор, который является принципиальной и неотъемлемой частью схемы.
Недостаток прототипа заключается в том, что распределение мощности происходит за счет необходимого использования в схеме редуктора с переменным передаточным числом. Редуктор обеспечивает переменную частоту вращения вентилятора (т.е. его мощность) при постоянной частоте вращения несущего винта, что усложняет конструкцию двигателя, существенно снижает его надежность и значительно увеличивает вес. В предлагаемом изобретении необходимость в редукторе отпадает. Вес подобных рассматриваемых редукторов, как правило, превышает вес самих двигателей.
Технической проблемой, на решение которой направлено заявленное изобретение является необходимость создания турбореактивного двухконтурного двигателя, создающего как механическую мощность, так и реактивную тягу при независимом управлении этими величинами и при наименьшем весе.
Технический результат заявленного изобретения заключается в применении турбореактивного двухконтурного двигателя для создания как механической мощности, так и реактивной тяги, который также по характеристикам веса и надежности, удовлетворял бы требованиям летательного аппарата.
Технический результат достигается тем, что двухконтурный двухвальный турбореактивный двигатель содержит вентилятор с входным направляющим аппаратом, направляющий аппарат наружного контура, компрессор высокого давления, камеру сгорания, турбину высокого давления, турбину низкого давления, реактивное сопло. Вентилятор установлен на том же валу, с которого отбирается мощность для привода несущего винта летательного аппарата, обеспечивающего его вертикальное положение и перемещение. Входной направляющий аппарат вентилятора регулирует расход воздуха для внутреннего и наружного контуров двигателя. Регулируемый направляющий аппарат наружного контура, расположен в наружном контуре двигателя за вентилятором и разделителем потока воздуха и управляет степенью закрутки потока воздуха, поступающего от вентилятора в наружный контур путем изменения угла установки лопаток направляющего аппарата.
Предлагаемое решение отличается тем, что не имеет в своей схеме двигательного редуктора, что исключает лишнюю механическую передачу, а значит влечет за собой повышение надежности и снижение удельного веса двигателя.
Необходимое распределение мощности, тяги и обеспечения заданной частоты вращения выходного вала достигается использованием регулируемых входного направляющего аппарата вентилятора и направляющего аппарата наружного контура за счет газодинамического регулирования.
Сущность заявленного изобретения поясняется следующими иллюстрациями:
на фиг. 1 изображена схема двухконтурного двухвального турбореактивного двигателя с регулируемым реактивным соплом;
на фиг. 2 изображена схема двухконтурного двухвального турбореактивного двигателя с регулируемым реактивным соплом второго контура и нерегулируемым соплом первого контура (сопло подбирается таким образом, чтобы по возможности создавалась минимально возможная тяга).
Двухконтурный двухвальный турбореактивный двигатель содержит вентилятор с регулируемым входным направляющим аппаратом - ВНА; рабочее колесо - РК; регулируемый направляющий аппарат наружного контура - РНА; компрессор высокого давления - КВД; камеру сгорания - КС; турбину высокого давления - ТВД; турбину низкого давления - ТНД; реактивное сопло - PC.
Двухконтурный двухвальный турбореактивный двигатель содержит на валу низкого давления (первом валу) вентилятор (компрессор низкого давления) с регулируемым входным направляющим аппаратом с широким диапазоном изменения угла установки лопаток, обеспечивающих необходимое регулирование напорности вентилятора (компрессора низкого давления), а также турбину низкого давления, с которой производится отбор мощности на несущий винт летательного аппарата через редуктор. На втором валу собран газогенератор, включающий в себя компрессор высокого давления и турбину высокого давления. Важнейшей частью любого реактивного двигателя является газогенератор, состоящий из компрессора высокого давления, работающего в связке с турбиной высокого давления. Нововведением в рассматриваемой схеме двигателя является вентилятор (компрессор низкого давления) с входным направляющим аппаратом глубокого регулирования с постоянными оборотами, приводимый во вращение турбиной низкого давления (силовой). Вентилятор (компрессор низкого давления) имеет две особенности - он проектируется с возможностью работы с минимальными степенями повышения давления, а регулируемый входной направляющий аппарат (глубокого регулирования), проектируется с широким диапазоном изменения угла установки лопаток, что существенным образом влияет на изменение суммарного расхода воздуха. С турбины низкого давления (силовой) производится отбор мощности на привод несущего винта летательного аппарата (вертолета) через вал низкого давления. Причем вал низкого давления входит в редуктор летательного аппарата для снижения частоты приводного вала, так как скорость вращения ротора свободной турбины велика и вращение не может быть передано напрямую.
Новым в заявленном изобретении также является регулируемый направляющий аппарат в наружном контуре (регулируемый направляющий аппарат наружного контура), который установлен за вентилятором (компрессором низкого давления) и разделителем потока.
Задача регулируемого направляющего аппарата наружного контура состоит в изменении угла установки лопаток для направления избыточной тяги в наружном контуре во вращение потока или же наоборот - создавать наибольшую пропускную способность наружного контура, обеспечивая максимальную реактивную тягу двигателя.
В зависимости от потребного диапазона управления используется либо нерегулируемое реактивное сопло, либо регулируемое реактивное сопло, либо регулируемое реактивное сопло наружного (второго) контура при нерегулируемом сопле внутреннего (первого) контура (фиг.2), которое в сочетании с описанным выше вентилятором (компрессором низкого давления) и регулируемым направляющим аппаратом наружного контура обеспечит широкий диапазон изменения степени повышения давления вентилятора и суммарного расхода воздуха.
Заявленное изобретение работает следующим образом. Рассматриваемый двигатель имеет два крайних режима, между которыми обеспечивается широкий диапазон сочетаний реактивной тяги и механической мощности. Частота вращения вала низкого давления постоянная, при этом необходимая выходная мощность определяется потребителем (воздушным винтом). Заданная постоянная частота вращения вала низкого давления поддерживается подачей топлива в камеру сгорания. На режиме максимальной мощности и минимальной тяги вентилятор (компрессор низкого давления) работает при максимально закрытых углах установки лопаток входного направляющего аппарата вентилятора (компрессора низкого давления) и имеет наименьший расход воздуха. Оставшаяся тяга, создаваемая наружным контуром, являющаяся лишней для данного режима, снижается до минимума посредством перевода осевой составляющей скорости потока воздуха, проходящего через наружный контур в окружную составляющую за счет изменении угла установки лопаток регулируемого направляющего аппарата наружного контура. На режиме максимальной тяги и минимальной мощности, наоборот, входной направляющий аппарат вентилятора (компрессора низкого давления) устанавливается в максимально открытое положение, обеспечивая наибольший расход воздуха, а регулируемый направляющий аппарат наружного контура обеспечивает спрямление потока воздуха, проходящего через него. При необходимости расширение диапазона регулирования производится за счет изменения площади реактивного сопла, которое так же обеспечивает оптимальную рабочую линию вентилятора. Все промежуточные режимы обеспечиваются за счет изменения утла установки лопаток регулируемого входного направляющего аппарата вентилятора (компрессора низкого давления), регулируемого направляющего аппарата наружного контура и площади реактивного сопла.
Таким образом, описана интегральная схема двигателя, подразумевающая распределение создаваемой реактивной тяги и необходимой мощности для привода несущего винта вертолета за счет применения ряда технических решений, рассмотренных в принципиально новом ключе. Например, рассматриваемый вентилятор (компрессор низкого давления) разрешает проблему изменения от минимального до максимального суммарного расхода воздуха, в тоже время, регулируемый направляющий аппарат наружного контура является важнейшим решением для снижения тяги наружного контура на режимах висения, останавливающей активное внедрение реактивных двигателей в вертолетостроение. Применение данной схемы может не только развить реактивный двигатель как тип, но и поставить новые цели и задачи для вертолетной индустрии.
Claims (3)
1. Двухконтурный двухвальный турбореактивный двигатель, содержит вентилятор с входным направляющим аппаратом, направляющий аппарат наружного контура, компрессор высокого давления, камеру сгорания, турбину высокого давления, турбину низкого давления, реактивное сопло, отличающийся тем, что вентилятор приводится во вращение турбиной низкого давления и установлен на том же валу, с которого отбирается мощность для привода несущего винта летательного аппарата, обеспечивающего его вертикальное положение и перемещение, входной направляющий аппарат вентилятора и направляющий аппарат наружного контура выполнены регулируемыми, при этом входной направляющий аппарат вентилятора управляет расходом воздуха для внутреннего и наружного контура двигателя, а направляющий аппарат наружного контура расположен в наружном контуре двигателя за вентилятором и разделителем потока воздуха и управляет степенью закрутки потока воздуха, поступающего от вентилятора в наружный контур.
2. Двухконтурный двухвальный турбореактивный двигатель по п. 1, отличающийся тем, что реактивное сопло выполнено регулируемым или нерегулируемым.
3. Двухконтурный двухвальный турбореактивный двигатель по п. 2, отличающийся тем, что регулируемое реактивное сопло установлено в наружном контуре и используется вместе с нерегулируемым соплом внутреннего контура.
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2018139555A RU2728564C2 (ru) | 2018-11-09 | 2018-11-09 | Двухконтурный двухвальный турбореактивный двигатель |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2018139555A RU2728564C2 (ru) | 2018-11-09 | 2018-11-09 | Двухконтурный двухвальный турбореактивный двигатель |
Publications (3)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2018139555A3 RU2018139555A3 (ru) | 2020-05-13 |
| RU2018139555A RU2018139555A (ru) | 2020-05-13 |
| RU2728564C2 true RU2728564C2 (ru) | 2020-07-31 |
Family
ID=70734761
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2018139555A RU2728564C2 (ru) | 2018-11-09 | 2018-11-09 | Двухконтурный двухвальный турбореактивный двигатель |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2728564C2 (ru) |
Citations (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2163671C1 (ru) * | 1999-06-15 | 2001-02-27 | Кубанский государственный технологический университет | Парогазовая энергетическая установка |
| RU2265130C1 (ru) * | 2004-04-20 | 2005-11-27 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный институт авиационного моторостроения им. П.И. Баранова" | Смеситель двухконтурного турбореактивного двигателя (трдд) |
| CA2841405A1 (en) * | 2013-01-30 | 2014-07-30 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Gas turbine engine with transmission |
-
2018
- 2018-11-09 RU RU2018139555A patent/RU2728564C2/ru active
Patent Citations (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2163671C1 (ru) * | 1999-06-15 | 2001-02-27 | Кубанский государственный технологический университет | Парогазовая энергетическая установка |
| RU2265130C1 (ru) * | 2004-04-20 | 2005-11-27 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный институт авиационного моторостроения им. П.И. Баранова" | Смеситель двухконтурного турбореактивного двигателя (трдд) |
| CA2841405A1 (en) * | 2013-01-30 | 2014-07-30 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Gas turbine engine with transmission |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| RU2018139555A3 (ru) | 2020-05-13 |
| RU2018139555A (ru) | 2020-05-13 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| US4251987A (en) | Differential geared engine | |
| US20220018262A1 (en) | Mechanically driven air vehicle thermal management device | |
| EP3181868B1 (en) | Control cooling air by heat exchanger bypass | |
| CA2844186C (en) | Gas turbine engine with transmission and method of adjusting rotational speed | |
| EP2540989B1 (en) | Variable cycle turbine engine | |
| US20060042227A1 (en) | Air turbine powered accessory | |
| US11629646B2 (en) | Differential geared amplification of auxiliary power unit | |
| US20180209350A1 (en) | Advanced Geared Gas Turbine Engine | |
| JP2008163945A (ja) | コンバーチブルガスタービンエンジン | |
| CN114060474A (zh) | 涡轮机发动机的齿轮箱效率等级 | |
| RU2659133C2 (ru) | Турбовентиляторный редукторный двигатель, оснащенный системой низкого давления для контроля за средой летательного аппарата | |
| EP3056714B1 (en) | Intercooled cooling air system using cooling compressor as starter | |
| RU2647287C2 (ru) | Конструкция компрессора газотурбинного двигателя | |
| US11884414B2 (en) | Supersonic aircraft turbofan engine | |
| US20230076976A1 (en) | Gas turbine engine with third stream | |
| US20100031669A1 (en) | Free Turbine Generator For Aircraft | |
| CN116412042A (zh) | 三流燃气涡轮发动机控制 | |
| EP3960996A1 (en) | Hybrid electric engine speed regulation | |
| CN111140374A (zh) | 用于气体涡轮引擎的控制系统 | |
| RU2728564C2 (ru) | Двухконтурный двухвальный турбореактивный двигатель | |
| JP2018059491A (ja) | 超高バイパス比可変サイクルターボファンの流量制御法 | |
| EP3109436B1 (en) | Gas turbine engine with intercooled cooling air with improved air flow | |
| CA2916866C (en) | Geared turbofan engine with power density range | |
| EP4261400A1 (en) | Gearbox arrangement for close to constant speed accessories | |
| US12006833B2 (en) | Shaft for a turbomachine |