RU2815564C1

RU2815564C1 - Aircraft power plant

Info

Publication number: RU2815564C1
Application number: RU2023105657A
Authority: RU
Inventors: Адольф Степанович Лиманский; Александр Фатыхович Сейфи
Filing date: 2023-03-11
Publication date: 2024-03-18

Abstract

FIELD: aviation.

SUBSTANCE: invention relates to aircraft power plants. Inside fuselage (1) power plant contains additional fan (3), at the outlet via air line connected to inlets to axial compressor (6) of the first stage and low-pressure circuit of intermediate heat exchanger (21). Inner circuit units include assembled centrifugal compressor, combustion chamber (20), turbines of cascades of high and low pressure and nozzle (23) with output of air of low-pressure internal circuit heated in heat exchanger, working gas of engine and air of fan. Low-pressure cascade units are mechanically connected to additional fan (3), the electric current generator (5) and through the planetary reduction gear to the fan shaft.

EFFECT: increased payload and flight range.

3 cl, 3 dwg

Description

Изобретение относится к силовым установкам летательного аппарата.The invention relates to power plants of an aircraft.

В литературе известна силовая установка Bauhaus (Luftfahrt conctpt 3 Le blog du jet prive blogfr privategetfinder.com Bauhaus Luftfahrt conctpt d^, avion) на базе двух турбовентиляторных двигателей на крыльях и одного на фюзеляже, причем последний содержит вентилятор с приемным кольцевым отверстием вокруг внешней задней поверхности фюзеляжа. Вентилятор механически соединен с двигателем, при этом воздух и отработанные газы удаляются через свои сопла. Данная авиационная силовая установка приведена в источнике. Преимуществом является то, что вентилятор ускоряет более выгодно пограничный слой фюзеляжа для получения тяги, причем двигатель не находится в забортном положении и не создает дополнительного аэродинамического сопротивления. Недостатком является то, что два других двигателя увеличивают аэродинамическое сопротивление самолета, укорачивает крыло, повышая его массу и снижая аэродинамическое качество самолета.In the literature, the Bauhaus power plant (Luftfahrt conctpt 3 Le blog du jet prive blogfr privategetfinder.com Bauhaus Luftfahrt conctpt d ^, avion) is known based on two turbofan engines on the wings and one on the fuselage, the latter containing a fan with a receiving ring opening around the outer rear surface fuselage. The fan is mechanically connected to the engine, and air and exhaust gases are removed through its nozzles. This aircraft power plant is given in the source. The advantage is that the fan accelerates the fuselage boundary layer more advantageously to obtain thrust, and the engine is not in the outboard position and does not create additional aerodynamic drag. The disadvantage is that the other two engines increase the aerodynamic drag of the aircraft, shortening the wing, increasing its mass and reducing the lift-to-drag quality of the aircraft.

Известен ТРД (Сравнительный анализ параметров и характеристик различных схем силовой установки с дополнительным выносным вентилятором, НАУКА и ОБРАЗОВАНИЕ, Инженерное образование # 12, декабрь 2012, авторов Эзрохи Ю. А. и др) с двумя двухконтурными двигателями на пилонах с отбором части мощности на установленное внутри и конце фюзеляжа специальное устройство заканчивающими двумя винтами противоположного вращения. Преимуществом данной силовой установки является то, что для создания тяги двигателя на входе в винты используется толщина пограничного слоя, полученная при обтекании внешним потоком всего фюзеляжа. Недостатком является большое аэродинамическое сопротивление двухконтурных двигателей, большые потери энергии на длину перехода к фюзеляжу и месту установки винтов, а также сложность конструкции предлагаемой силовой установки.Well-known turbojet engine (Comparative analysis of the parameters and characteristics of various power plant schemes with an additional remote fan, SCIENCE and EDUCATION, Engineering education # 12, December 2012, authors Ezrohi Yu. A. and others) with two double-circuit engines on pylons with part of the power taken to the installed inside and at the end of the fuselage there is a special device ending with two counter-rotating screws. The advantage of this power plant is that to create engine thrust at the entrance to the propellers, the thickness of the boundary layer is used, obtained when the external flow flows around the entire fuselage. The disadvantage is the large aerodynamic drag of dual-circuit engines, large energy losses along the length of the transition to the fuselage and the installation site of the propellers, as well as the complexity of the design of the proposed power plant.

В литературе известно устройство, описанное в источнике ТРДД смешанного цикла (Немецкий проектный институт BauhausLuftfahrt, AviationWeek) с поршневыми газогенераторами рядного исполнения с двумя коленчатыми валами, расположенными параллельно оси двигателя, где каждый коленчатый вал взаимодействует с двумя расположенных на периферии оси, подвешенного на пилонах турбовентиляторного двигателя, поршневых цилиндров. Шестерни коленчатых валов передают крутящий момент центральному валу турбокомпрессора и турбины и далее через планетарный редуктор вентилятору. Преимуществом данного двигателя является то, что высокие степени повышения температуры в камере поршневого газогенератора обеспечивают повышение мощности двигателя без использования дорогих технологий производства турбинных лопаток каскада высокого давления. Кроме того, возможности увеличения температуры перед турбиной для коэффициента избытка окислителя α<1 соответствует возможностям увеличения суммарного повышения давления данного термодинамического цикла. Компрессор свободен от большого суммарного числа осевых ступеней компрессора с низкими значениями КПД последних ступеней и сложным управлением геометрией управляющих аппаратов осевых ступеней.In the literature, a device is known described in the source of a mixed-cycle turbofan engine (German design institute BauhausLuftfahrt, AviationWeek) with in-line piston gas generators with two crankshafts located parallel to the engine axis, where each crankshaft interacts with two axles located on the periphery, suspended on turbofan pylons engine, piston cylinders. The crankshaft gears transmit torque to the central shaft of the turbocharger and turbine and then through the planetary gearbox to the fan. The advantage of this engine is that high degrees of temperature increase in the chamber of the piston gas generator provide an increase in engine power without the use of expensive technologies for the production of high-pressure cascade turbine blades. In addition, the possibility of increasing the temperature in front of the turbine for the oxidizer excess coefficient α<1 corresponds to the possibility of increasing the total pressure increase of a given thermodynamic cycle. The compressor is free from a large total number of axial compressor stages with low efficiency values of the last stages and complex control of the geometry of the control devices of the axial stages.

Однако при этом большие значения объемного расхода увеличивает число рядов поршневых двигателей, повышая габариты и массу всего устройства. Сохраняется недостаток забортного расположения двигателя и появляется необходимость принудительного охлажления атмосферным воздухом цилиндров поршневых двигателей.However, at the same time, large volumetric flow rates increase the number of rows of piston engines, increasing the dimensions and weight of the entire device. The disadvantage of the outboard engine arrangement remains and the need arises for forced cooling of the piston engine cylinders with atmospheric air.

В литературе известно устройство, описанное в патенте. Устройство содержит два трехкаскадных трехвальных турбодвигателей с отдельными вынесенным в удобное место третьими каскадами на турбодвигателеях, теплообменники промежуточного охлаждения, вынесенные в пилоны крепления данного двигателя, где расположены вход и выход воздушного тракта атмосферного воздуха. По сравнению с предыдущим аналогом дополнительный расход атмосферного воздуха используется не только для поддержания работоспособности нагреваемой конструкции устройства, но и для повышения эффективности термодинамического цикла и повышения полезной работы каждого килограмма рабочего газа. Понизилась температура охлаждающего турбину воздуха, отбираемого за последней ступенью компрессора, соответственно из-за улучшения условий охлаждения увеличилась температура перед турбиной и на базе трехкаскадного двигателя степень повышения термодинамического цикла данного устройства. Недостатком является большая масса теплообменника и аэродинамическое сопротивление забортного размещения всего устройства.The device described in the patent is known in the literature. The device contains two three-stage three-shaft turbo engines with separate third stages on the turbo engines located in a convenient place, intermediate cooling heat exchangers located in the mounting pylons of this engine, where the inlet and outlet of the atmospheric air duct are located. Compared to the previous analogue, the additional flow of atmospheric air is used not only to maintain the functionality of the heated structure of the device, but also to increase the efficiency of the thermodynamic cycle and increase the useful work of each kilogram of working gas. The temperature of the turbine-cooling air taken from the last stage of the compressor has decreased; accordingly, due to improved cooling conditions, the temperature in front of the turbine has increased and, on the basis of a three-stage engine, the degree of increase in the thermodynamic cycle of this device. The disadvantage is the large mass of the heat exchanger and the aerodynamic resistance of the outboard placement of the entire device.

За прототип предлагаемого устройства принята Гибридная электрическая силовая установка, описанная в статье «Как устроены электросамолеты будущего», автора Гальперин С.Б., techinsider.ru>технология>транспорт 03.07.2021. Гибридная электрическая силовая установка состоит из турбореактивного двигателя внутри фюзеляжа с приводом на генератор электрического тока, а от него на аккумулятор и электродвигатели - маршевые на концах крыльев. От аккумулятора приводятся в движение на взлетном режиме равномерно распределенные по длине крыльев винтовые движители, равномерно распределенные по длине крыльев. Преимуществом является бесшумная работа электрических двигателей на взлете и высокий КПД турбореактивного двигателя, спроектированного для однорежимной работы на расчетной высоте и скорости полета. К недостаткам относятся потери энергии на привод электродвигателя, сложность конструкции убирающихся в крылья большого числа электродвигателей и проблемы с использованием полостей крыльев для расположения в них емкостей горючего.The prototype of the proposed device is the Hybrid electric power plant described in the article “How electric aircraft of the future are designed”, author S.B. Galperin, techinsider.ru>technology>transport 07/03/2021. The hybrid electric propulsion system consists of a turbojet engine inside the fuselage with a drive to an electric current generator, and from it to a battery and electric motors - propulsion at the ends of the wings. The battery drives propeller propellers, evenly distributed along the length of the wings, during takeoff mode. The advantage is the quiet operation of the electric engines during takeoff and the high efficiency of the turbojet engine, designed for single-mode operation at the design altitude and flight speed. Disadvantages include energy losses to drive the electric motor, the complexity of the design of a large number of electric motors retracted into the wings, and problems with using the wing cavities to accommodate fuel tanks.

Задача, поставленная перед авторами, заключается в том, чтобы по сравнению с прототипом предлагаемая силовая установка обеспечивала увеличение полезной нагрузки и дальности полета.The task set for the authors is that, compared with the prototype, the proposed power plant provides an increase in payload and flight range.

Технический эффект достигается тем, что увеличивается степень двухконтурности двигателя и повышается его КПД.The technical effect is achieved by increasing the bypass ratio of the engine and increasing its efficiency.

Решение поставленной задача достигается тем, что силовая установка содержит внутри фюзеляжа дополнительный вентилятор, на выходе по воздушной линии связанный с входами в осевой компрессор первого каскада и низконапорного контура промежуточного теплообменника, расположенные за ними агрегаты внутреннего контура включают в себя сборный центробежный компрессор, камеру сгорания, турбины каскадов высокого, низкого давлений и сопло с выходом подогретого в теплообменнике воздуха низконапорного внутреннего контура, рабочего газа двигателя и воздуха вентилятора, агрегаты каскада низкого давления механически связаны с дополнительным вентилятором, генератором электрического тока и через планетарный редуктор с валом вентилятора, редуктор сборного центробежного компрессора двухвальный с внутренним валом каскада низкого давления, содержит пять шестерен соединения всех трех валов центробежных ступеней с турбиной каскада высокого давления.The solution to this problem is achieved by the fact that the power plant contains an additional fan inside the fuselage, at the outlet via an air line connected to the inputs of the axial compressor of the first stage and the low-pressure circuit of the intermediate heat exchanger; the internal circuit units located behind them include a prefabricated centrifugal compressor, a combustion chamber, turbines of high and low pressure cascades and a nozzle with the output of low-pressure internal circuit heated air in a heat exchanger, engine working gas and fan air, low-pressure cascade units are mechanically connected to an additional fan, electric current generator and through a planetary gearbox with a fan shaft, gearbox of an assembled centrifugal compressor twin-shaft with an internal shaft of the low-pressure cascade, contains five gears connecting all three shafts of the centrifugal stages with the turbine of the high-pressure cascade.

На фиг.1 приведена конструкция турбовентиляторного двигателя, встроенного в хвостовую часть фюзеляжа. Фюзеляж 1 содержит вентилятор 2, связанный через планетарный редуктор 3 с валом низкого каскада 4, с которым соединены генератор электроэнергии 5, осевой компрессор 6 и осевая турбина 7. Каскад высокого давления включает в себя три типа валов 8,9,10 с консольно установленными центробежными колесами 11,12,13 центробежного компрессора соответственно и редуктор 14 с шестернями 15,16 от турбины каскада высокого давления 17 и вала 8 к центральному валу 9, а от центрального вала при помощи шестерен 18,19 к двум валам 10. Внутренний воздушный тракт включает в себя вентилятор 2, дополнительный вентилятор 3, после которого поток воздуха разделяется на две части - расход внутренного контура турбовентиляторного двигателя через камеру сгорания 20 и расход промежуточного теплообменника 21. Данные расходы соединяются в конце фюзеляжа 1 и выбрасываются через решетку 22 и после присоединения расхода вентилятора сопло 23 в атмосферу.Figure 1 shows the design of a turbofan engine built into the rear fuselage. The fuselage 1 contains a fan 2 connected through a planetary gearbox 3 with a low cascade shaft 4, to which an electric power generator 5, an axial compressor 6 and an axial turbine 7 are connected. The high pressure cascade includes three types of shafts 8,9,10 with cantilever mounted centrifugal wheels 11,12,13 of the centrifugal compressor, respectively, and gearbox 14 with gears 15,16 from the high-pressure cascade turbine 17 and shaft 8 to the central shaft 9, and from the central shaft using gears 18,19 to two shafts 10. The internal air path includes includes fan 2, additional fan 3, after which the air flow is divided into two parts - the flow rate of the internal circuit of the turbofan engine through the combustion chamber 20 and the flow rate of the intermediate heat exchanger 21. These flow rates are connected at the end of the fuselage 1 and are discharged through the grille 22 and after connecting the fan flow rate nozzle 23 into the atmosphere.

На фиг. 2 приведена предлагаемая конструкция центробежных ступеней. Центробежные ступени состоят из центробежных колес 11, снабженных небольшими безлопаточными диффузорами 24, за которыми следуют спиральные улитки 25, наружные стенки которых взаимодействуют с периферийными окружностями обратных направляющих аппаратов 26, а спиральные улитки периферийной окружности объединенного обратного направляющего аппарата 27 взаимодействуют с периферийными окружностями безлопаточных диффузоров 24 центробежных колес. Стрелками показаны входы и выход расходов воздуха.In fig. Figure 2 shows the proposed design of centrifugal stages. The centrifugal stages consist of centrifugal wheels 11 equipped with small vaneless diffusers 24, followed by spiral volutes 25, the outer walls of which interact with the peripheral circles of the return guide vanes 26, and the spiral volutes of the peripheral circle of the combined return guide vane 27 interact with the peripheral circles of the vaneless diffusers 24 centrifugal wheels. The arrows indicate the air flow inlets and outlets.

На фиг.3 приведена предлагаемая конструкция секция крыла. Секция крыла с винтовым движителем состоит из винта 27 с втулочным основанием 28, закрепленной на двух подшипниках 29 поворотного узла 30 на двух опорах 31 внутри сферической головки 32. Последняя снабжена валом 33 с двумя шестернями 34 в зацеплении с шестерней 35 на поворотном узле 30 и шестерней 36 вала привода шестерен 34. Сферическая головка 32 закреплена на прямоугольном выступе 37, взаимодействующая с помощью ходового винта 38 с направляющими 39 корпуса 40 секции крыла с винтовым движителем. Вал ходового винта 38 через коробку шестерен 41 с двумя электродвигателями - основным 42,43, связанного с коробкой шестерен 41. В направляющих установлена лента герметичности 44, а корпус секции крыла с винтовым движителем снабжен сверху спереди откидным обтекателем 45.Figure 3 shows the proposed wing section design. The wing section with a screw propeller consists of a screw 27 with a sleeve base 28, mounted on two bearings 29 of the rotary unit 30 on two supports 31 inside the spherical head 32. The latter is equipped with a shaft 33 with two gears 34 in mesh with a gear 35 on the rotary unit 30 and a gear 36 of the gear drive shaft 34. The spherical head 32 is mounted on a rectangular protrusion 37, interacting with the help of a lead screw 38 with the guides 39 of the housing 40 of the wing section with a screw propeller. The lead screw shaft 38 passes through a gear box 41 with two electric motors - the main one 42.43, connected to the gear box 41. A sealing tape 44 is installed in the guides, and the body of the wing section with a screw propeller is equipped with a folding fairing 45 from the top front.

Устройство, приведенное на фиг.1 включается на расчетной высоте полета и работает следующим образом. Поток воздуха вместе с пограничным слоем фюзеляжа 1 поступает на вход вентилятора 2, где разветвляется на две части. Большая часть выбрасывается через сопло 23, а меньшая часть поступает через дополнительный вентилятор 2 во внутреннюю полость фюзеляжа 1, где она разделяется на расход внутреннего контура турбовентиляторного двигателя и расход воздуха охлаждения в теплообменнике промежуточного охлаждения расхода внутреннего контура после осевого компрессора. После соответствующего подогрева последний поток направляется внутри фюзеляжа к своему соплу. Расход внутреннего контура после выхода из теплообменника промежуточного охлаждения 21 направляется на первые две ступени центробежного компрессора, затем на вторую и третью ступени. После выхода из улитки третьей ступени расход поступает в камеру сгорания 20 и в турбину высокого давления 17, а затем выбрасывается через свою часть решетки 22 и сопло 23 в атмосферу. Вал каскада низкого давления (осевой компрессор и турбина низкого давления) не связаны механически с валами высокого каскада (три ступени центробежного компрессора и турбина высокого давления).The device shown in figure 1 is turned on at the estimated flight altitude and operates as follows. The air flow, together with the boundary layer of the fuselage 1, enters the inlet of the fan 2, where it branches into two parts. The larger part is ejected through the nozzle 23, and the smaller part enters through the additional fan 2 into the internal cavity of the fuselage 1, where it is divided into the flow rate of the internal circuit of the turbofan engine and the cooling air flow rate in the intercooling heat exchanger of the flow rate of the internal circuit after the axial compressor. After appropriate heating, the final flow is directed inside the fuselage to its nozzle. The flow rate of the internal circuit after leaving the intercooling heat exchanger 21 is directed to the first two stages of the centrifugal compressor, then to the second and third stages. After exiting the third stage volute, the flow enters the combustion chamber 20 and the high-pressure turbine 17, and then is discharged through its part of the grid 22 and the nozzle 23 into the atmosphere. The low pressure cascade shaft (axial compressor and low pressure turbine) are not mechanically connected to the high cascade shafts (three stages of centrifugal compressor and high pressure turbine).

Устройство, приведенное на фиг.2, работает следующим образом. Охлажденный после осевого компрессора воздух поступает на осевые входы одинаковых центробежных ступеней 47, сжимается в центробежных колесах 11, 12, 13, проходит в каждой ступени небольшой безлопаточный участок, спиральную улитку 25 , спиральную улитку обратного направляющего аппарата 26,27 и под вполне определенным углом в лопатки общего для данных ступеней, где происходит формирование потока на входе в следующую центробежную ступень по треугольнику скоростей и ее относительной скорости на входе в лопатки рабочего колеса. При этом согласуются направления вращения всех трех центробежных колес, что повысит эффективность торможения воздушного потока обратном направляющем аппарате и стоящим за ним центробежным колесом следующей ступени. Приведены два треугольника скоростей на входе в центробежное колесо следующей ступени с одинаковыми окружными скоростями U и осевыми скоростями Са. При этом реализуются разные углы поворота в обратных направляющих аппаратах - i и i_{0 ,} где первая буква относится к обычному повороту потока на 90°, а вторая к предлагаемому с поворотом меньше, чем на 90° с меньшими гидравлическими потерями. Поворот на меньшую величину сохранится и для лопаток последующего рабочего колеса, что тоже выгодно для уменьшения его гидравлических потерь. Кроме этого, ступени освобождаются от громоздких воздушных патрубков при сохранении высоких значений окружных скоростей центробежных колес.The device shown in figure 2 operates as follows. The air cooled after the axial compressor enters the axial inputs of identical centrifugal stages 47, is compressed in centrifugal wheels 11, 12, 13, passes through each stage a small bladeless section, a spiral scroll 25, a spiral scroll of a reverse guide vane 26, 27 and at a very specific angle in blades common to these stages, where the flow is formed at the inlet to the next centrifugal stage along the triangle of speeds and its relative speed at the inlet to the impeller blades. In this case, the directions of rotation of all three centrifugal wheels are coordinated, which will increase the efficiency of braking the air flow of the reverse guide vane and the centrifugal wheel of the next stage behind it. Two triangles of velocities are shown at the entrance to the centrifugal wheel of the next stage with the same circumferential velocities U and axial velocities Ca. In this case, different rotation angles are implemented in the reverse guide vanes - i and i _0, where the first letter refers to the usual flow rotation of 90°, and the second to the proposed one with a rotation of less than 90° with lower hydraulic losses. The rotation by a smaller amount will also be maintained for the blades of the subsequent impeller, which is also beneficial for reducing its hydraulic losses. In addition, the stages are freed from bulky air pipes while maintaining high peripheral speeds of the centrifugal wheels.

Устройство, приведенное на фиг.3, работает следующим образом. На взлетном режиме вращение передается от основного электродвигателя 40, коробку шестерен 39, валы 38,43, шестерни 33, 34 валу направляющего аппарата 26. После выхода на расчетную высоту и скорость полета основной электродвигатель останавливается и подключается к коробке шестерен вспомогательный электродвигатель 42 и с помощью выше описанной системе валов и шестерен и освобождения вращения поворотного узла 29 винт 26 поворачивается на 900 наверх, временно отклоняя откидной обтекатель 45. После этого разъединяется вращение вала 43 и соединяется вращение ходового винта 37 и сферическая головка перемещается линейно на величину лопасти винта 26. Лента герметичности 44 поворачивается на 900 и как и до этого закрывает щель на сферической головки 32.The device shown in figure 3 operates as follows. During takeoff mode, rotation is transmitted from the main electric motor 40, gearbox 39, shafts 38,43, gears 33, 34 to the guide vane shaft 26. After reaching the design altitude and flight speed, the main electric motor stops and the auxiliary electric motor 42 is connected to the gearbox and, using the above-described system of shafts and gears and freeing the rotation of the rotary assembly 29, the screw 26 turns 900 upward, temporarily deflecting the folding fairing 45. After this, the rotation of the shaft 43 is disconnected and the rotation of the lead screw 37 is connected and the spherical head moves linearly by the amount of the screw blade 26. Sealing tape 44 rotates 900 and, as before, closes the gap on the spherical head 32.

Таким образом, высокие параметры термодинамического цикла (степени повышения давления) в данном гибридном электрическом устройстве на стационарном режиме полета достигаются благодаря использованию широкого диапазона температур от низкой температуры на высоте 10,5 км до уровней, соответствующим возможностей высоких температур современных камер сгорания с использованием для охлаждения воздуха с пониженной температурой от последней ступени центробежного компрессора. Последний позволит не использовать сложный многоступенчатый осевой компрессор каскада высокого давления и повысить его КПД. При этом взлетный режим работы данного устройства осуществляется с использованием только электрических двигателей. Нет потерь энергии на привод генератора электрической энергии, а для улучшения эпюры скоростей потока перед вентилятором с относительно малой высотой лопаток и небольшим подсосом воздуха на уровне его втулочного сечения используется добавочный вентилятор, расход которого далее эффективно используется для функционирования агрегатов внутреннего контура. На выходе фюзеляжа после смешения всех расходов и выравнивания температур КПД двигателя увеличиваются. В отличие от прототипа эффективность силовой установки существенно повысится из-за использования пограничного слоя фюзеляжа и отсутствия тормозящих самолет забортных агрегатов. Повысится коэффициент аэродинамического качества крыльев с более однородным обтекаемым потоком воздуха, которое из-за существенного облегчения закрепленных на нем движителей могут повысить удлинения крыльев и их подъемную силу. При этом в отличие от прототипа внутренние полости крыльев могут использоваться для размещения топливных емкостей. Суммарно расход воздуха через двигатель может снизится в разы, что вместе с возможностью размещения больших агрегатов внутри фюзеляжа (без увеличения забортного сопротивления) обеспечивает эффективное использование в данном термодинамическом цикле теплообменника промежуточного охлаждения. Снижение давлений на высоте полета в турбовентиляторном двигателе значительно уменьшит перепады давлений на трубках теплообменника, а значит и толщину (массу) трубок, которые в данном случае являются массой всего теплообменника. Добавочный вентилятор повышает давление и плотность поступающего воздуха, что ведет к уменьшению радиальных габаритов данного теплообменника, повышению коэффициента теплообмена и поверхности теплообмена.Thus, the high parameters of the thermodynamic cycle (the degree of pressure increase) in this hybrid electric device in a stationary flight mode are achieved through the use of a wide temperature range from the low temperature at an altitude of 10.5 km to levels corresponding to the high temperature capabilities of modern combustion chambers using for cooling air with a reduced temperature from the last stage of a centrifugal compressor. The latter will make it possible not to use a complex multi-stage axial compressor of a high-pressure cascade and increase its efficiency. In this case, the take-off mode of operation of this device is carried out using only electric motors. There are no energy losses on the drive of the electric energy generator, and to improve the flow rate diagram, an additional fan is used in front of the fan with a relatively low blade height and small air suction at the level of its hub section, the flow of which is then effectively used for the operation of the internal circuit units. At the fuselage exit, after mixing all flow rates and equalizing temperatures, the engine efficiency increases. Unlike the prototype, the efficiency of the power plant will increase significantly due to the use of the fuselage boundary layer and the absence of outboard units braking the aircraft. The coefficient of aerodynamic quality of the wings will increase with a more uniform streamlined air flow, which, due to the significant lightening of the propulsors attached to it, can increase the aspect ratio of the wings and their lifting force. Moreover, unlike the prototype, the internal cavities of the wings can be used to accommodate fuel tanks. In total, the air flow through the engine can be reduced significantly, which, together with the possibility of placing large units inside the fuselage (without increasing the outboard resistance), ensures the effective use of an intermediate cooling heat exchanger in this thermodynamic cycle. Reducing the pressure at flight altitude in a turbofan engine will significantly reduce the pressure drops across the heat exchanger tubes, and hence the thickness (mass) of the tubes, which in this case is the mass of the entire heat exchanger. An additional fan increases the pressure and density of the incoming air, which leads to a reduction in the radial dimensions of this heat exchanger, increasing the heat transfer coefficient and heat exchange surface.

Авиационная силовая установка с высоко эффективным турбовентиляторным двигателем отличается тем, что содержит внутри фюзеляжа, дополнительный вентилятор, на выходе по воздушной линии связанный с входами в осевой компрессор первого каскада и низконапорного контура промежуточного теплообменника, расположенные за ними агрегаты внутреннего контура включают в себя сборный центробежный компрессор, камеру сгорания, турбины каскадов высокого, низкого давлений и сопло с выходом подогретого в теплообменнике воздуха низконапорного внутреннего контура, рабочего газа двигателя и воздуха вентилятора, агрегаты каскада низкого давления механически связаны с дополнительным вентилятором, генератором электрического тока и через планетарный редуктор с валом вентилятора, редуктор сборного центробежного компрессора двухвальный с внутренним валом каскада низкого давления, содержит пять шестерен соединения всех трех валов центробежных ступеней с турбиной каскада высокого давления.An aircraft power plant with a highly efficient turbofan engine is distinguished by the fact that it contains inside the fuselage an additional fan, at the outlet via an air line connected to the inputs of the axial compressor of the first stage and the low-pressure circuit of the intermediate heat exchanger; the internal circuit units located behind them include an assembled centrifugal compressor , combustion chamber, turbines of the high and low pressure cascades and a nozzle with the outlet of the low-pressure internal circuit heated in the heat exchanger, the working gas of the engine and the fan air, the low-pressure cascade units are mechanically connected to an additional fan, an electric current generator and through a planetary gearbox with a fan shaft, gearbox of a prefabricated centrifugal compressor, two-shaft with an internal shaft of the low-pressure cascade, contains five gears connecting all three shafts of the centrifugal stages with the turbine of the high-pressure cascade.

Claims

1. An aircraft power plant consisting of electric or turbofan engines located on the wings and fuselage, including an axial turbocompressor of the first stage of the internal circuit and heat exchangers in atmospheric air, characterized in that it contains an additional fan inside the fuselage, connected at the outlet via an air line with inputs to the axial compressor of the first stage and the low-pressure circuit of the intermediate heat exchanger, the internal circuit units located behind them include a prefabricated centrifugal compressor, a combustion chamber, turbines of the high and low pressure cascades and a nozzle with the outlet of the low-pressure internal circuit heated air in the heat exchanger, the working gas of the engine and fan air, low-pressure cascade units are mechanically connected to an additional fan, an electric current generator and through a planetary gearbox with the fan shaft, a two-shaft prefabricated centrifugal compressor gearbox with an internal shaft of the low-pressure cascade contains five gears connecting all three shafts of the centrifugal stages with the turbine of the high-pressure cascade .

2. An aviation power plant according to claim 1, characterized in that it contains a prefabricated centrifugal compressor with an inlet in two parallel stages and an air flow outlet to a bladeless diffuser, spiral volutes, behind which there are return volutes-diffusers and return guide vanes with a flow outlet air to the inlet of the next centrifugal wheel, the outlet from the previous one and the inlet to the last one are shifted in the vertical plane, the last centrifugal stage after the spiral scroll is connected to the combustion chamber and the turbine of the high-pressure cascade.

3. An aircraft power plant according to claim 1, characterized in that it contains at the end of each wing a section with a spherical body of a tilt-and-slide propeller connected by a movable shaft with a splined sleeve at the end interacting with the splined shaft of the gearbox connected to electric motors - the main and auxiliary, on the line of spherical housings, the latter contain centering rectangular surfaces interacting with the guides of the outer housing of the section, and equipped with a lead screw, the spherical housing is equipped with a rotary shaft on two bearings and two bevel gears fixed on it and a screw shaft with a bevel gear on two bearings, the propeller is equipped with a bushing base for adjusting the position of the propeller blades, one of the bevel gears of the rotary shaft interacts with the bevel gear of the propeller shaft, the other - with the bevel gear of the movable shaft.