RU2284282C2 - Aircraft equipped with gas-turbine power plant - Google Patents
Aircraft equipped with gas-turbine power plant Download PDFInfo
- Publication number
- RU2284282C2 RU2284282C2 RU2004136571/11A RU2004136571A RU2284282C2 RU 2284282 C2 RU2284282 C2 RU 2284282C2 RU 2004136571/11 A RU2004136571/11 A RU 2004136571/11A RU 2004136571 A RU2004136571 A RU 2004136571A RU 2284282 C2 RU2284282 C2 RU 2284282C2
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- air
- aircraft
- turbine
- aircraft according
- inlet
- Prior art date
Links
Images
Landscapes
- Supercharger (AREA)
Abstract
Description
Изобретение относится к авиационной технике, а именно к летательным аппаратам, отличающимся по типу и размещению силовой установки и, в частности, может быть использовано при разработках беспилотных самолетов специального назначения с большой продолжительностью полета.The invention relates to aircraft, and in particular to aircraft, differing in the type and location of the power plant and, in particular, can be used in the development of unmanned special purpose aircraft with a long flight duration.
Известны самолеты с газотурбинной силовой установкой, каждый из которых содержит фюзеляж, крыло и хвостовое оперение (RU 0004109 U1, 16.05.97; RU 2100253 C1, 27.12.97; RU 2130407 C1, 20.05.99; RU 2138423 C1, 27.09.99; RU 2181333 С2, 20.04.2002).Known aircraft with a gas turbine power plant, each of which contains a fuselage, a wing and a tail unit (RU 0004109 U1, 05.16.97; RU 2100253 C1, 27.12.97; RU 2130407 C1, 20.05.99; RU 2138423 C1, 09.27.99; RU 2181333 C2, 04.20.2002).
Для работы силовых установок, используемых в этих самолетах, требуется дорогостоящее высококалорийное углеводородное топливо, расходуемое во время полета. Кроме того, горение топлива с выделением тепловой энергии происходит при высокой температуре. В связи с этим возникает необходимость предотвращать сильный нагрев деталей двигателей.The power plants used in these aircraft require expensive high-calorie hydrocarbon fuel consumed during the flight. In addition, fuel combustion with the release of thermal energy occurs at high temperature. In this regard, there is a need to prevent strong heating of engine parts.
Известен также самолет с газотурбинной силовой установкой, содержащий фюзеляж, крыло и хвостовое оперение (прототип - RU 2052367 C1, 20.01.96, МПК 7 В 64 С 39/00).Also known is a plane with a gas turbine power plant containing a fuselage, a wing and a tail unit (prototype RU 2052367 C1, 01.20.96, IPC 7 V 64 C 39/00).
В известном из патента RU 2052367 самолете в составе газотурбинной установки используется турбореактивный двигатель (ТРД), размещенный в хвостовой части самолета.In an aircraft known from RU 2052367, a turbine engine (turbojet engine) located in the rear of the aircraft is used as part of a gas turbine plant.
Однако самолет с ТРД и углеводородным топливом в качестве энергоносителя имеет ограниченную продолжительность полета вследствие относительно большого удельного расхода топлива (0,085-0,11 кг/Н.ч). Наряду с этим, размещение двигателя в хвостовой части самолета приводит к увеличению протяженности воздушного канала входного устройства силовой установки, а следовательно, к увеличению массы самолета, уменьшению полезного объема и таким образом к дополнительному расходу топлива (снижению экономичности), что в свою очередь также уменьшает продолжительность полета.However, an aircraft with a turbojet engine and hydrocarbon fuel as an energy carrier has a limited flight duration due to the relatively large specific fuel consumption (0.085-0.11 kg / N.h). Along with this, the placement of the engine in the rear part of the aircraft leads to an increase in the length of the air channel of the input device of the power plant, and consequently, to an increase in the mass of the aircraft, a decrease in the usable volume, and thus to an additional fuel consumption (lower economy), which in turn also reduces flight duration.
Задача настоящего изобретения заключается в разработке силовой установки, использование и размещение которой на самолете позволит значительно снизить расход энергии, свести к минимуму расход углеводородного топлива или практически отказаться от его использования (при питании от бортового источника электрической энергии) и таким образом увеличить продолжительность полета самолета при прочих равных параметрах.The objective of the present invention is to develop a power plant, the use and placement of which on an aircraft will significantly reduce energy consumption, minimize the consumption of hydrocarbon fuel or practically abandon its use (when powered by an on-board source of electrical energy) and thus increase the flight duration of the aircraft when other equal parameters.
Указанный технический результат достигается тем, что в самолете с газотурбинной силовой установкой, содержащем фюзеляж, крыло и хвостовое оперение, согласно изобретению, силовая установка размещена в носовой части фюзеляжа и включает в себя тянущий воздушный винт, мотор-генератор, электрически подключенный к бортовой аккумуляторной батарее, или вспомогательный газотурбинный двигатель, редуктор, воздухозаборник, воздушный канал воздухозаборника, выходное устройство и маршевый двигатель, состоящий из воздушной турбины, вихревой камеры и турбокомпрессора, ротор которого установлен на валу турбины. При этом воздушный винт и вал мотор-генератора кинематически связаны через редуктор с валом воздушной турбины. Вихревая камера размещена между воздушной турбиной и турбокомпрессором. Входная часть воздушного канала воздухозаборника выполнена цилиндрической. Канал воздухозаборника подключен к входу в турбокомпрессор, выход воздуха из турбокомпрессора присоединен к входу в вихревую камеру, выход из вихревой камеры соединен с входом воздуха в воздушную турбину, а выход воздуха из воздушной турбины сообщается с атмосферой через выходное устройство.The specified technical result is achieved by the fact that in an aircraft with a gas turbine power plant containing the fuselage, wing and tail, according to the invention, the power plant is located in the nose of the fuselage and includes a pulling propeller, a motor generator, electrically connected to the onboard battery or auxiliary gas turbine engine, gearbox, air intake, air intake duct, output device and main engine, consisting of an air turbine, vortex chambers and the turbocharger, the rotor of which is mounted on the turbine shaft. In this case, the propeller and the shaft of the motor generator are kinematically connected through a gearbox to the shaft of the air turbine. A swirl chamber is placed between the air turbine and the turbocharger. The inlet of the air duct of the air intake is cylindrical. The air intake channel is connected to the inlet to the turbocharger, the air outlet from the turbocharger is connected to the inlet to the vortex chamber, the outlet of the vortex chamber is connected to the air inlet to the air turbine, and the air outlet from the air turbine is in communication with the atmosphere through the outlet device.
Кроме того, самолет может быть выполнен по схеме моноплана с нижним расположением крыла или по схеме моноплана с верхним расположением крыла, или по схеме моноплана со средним расположением крыла.In addition, the aircraft can be made according to the scheme of the monoplane with the lower location of the wing or according to the scheme of the monoplane with the upper location of the wing, or according to the scheme of the monoplane with the middle location of the wing.
Предусмотрено, что выходное устройство может состоять из выходного диффузора, установленного за воздушной турбиной, и выпускной трубы, прикрепленной к выходному диффузору и сообщающейся выходным отверстием с атмосферой.It is envisaged that the outlet device may consist of an outlet diffuser mounted behind the air turbine and an outlet pipe attached to the outlet diffuser and in communication with the outlet with the atmosphere.
Предусмотрено также, что выходное отверстие выпускной трубы может быть расположено под фюзеляжем.It is also envisaged that the outlet of the exhaust pipe may be located under the fuselage.
Кроме того, выходное отверстие выпускной трубы может быть расположено над фюзеляжем.In addition, the outlet of the exhaust pipe may be located above the fuselage.
Рекомендуется, чтобы хвостовое оперение было выполнено V-образным и состояло из двух килей, симметрично расположенных относительно плоскости симметрии самолета.It is recommended that the tail unit be V-shaped and consist of two keels symmetrically located relative to the plane of symmetry of the aircraft.
Наряду с этим, целесообразно, чтобы кили хвостового оперения были установлены с углом развала между ними от 60 до 90 градусов.Along with this, it is advisable that the tail fins were installed with a camber angle between them of 60 to 90 degrees.
Рекомендуется, чтобы воздухозаборник был выполнен в форме диффузора.It is recommended that the air inlet be in the form of a diffuser.
Целесообразно, чтобы воздухозаборник был выполнен лобовым, причем плоскость симметрии воздухозаборника находится в плоскости симметрии самолета.It is advisable that the air intake was made frontal, and the plane of symmetry of the air intake is in the plane of symmetry of the aircraft.
Наряду с этим воздухозаборник может быть расположен под фюзеляжем. Причем плоскость симметрии воздухозаборника находится в плоскости симметрии самолета.Along with this, the air intake can be located under the fuselage. Moreover, the plane of symmetry of the air intake is in the plane of symmetry of the aircraft.
Также воздухозаборник может быть расположен над фюзеляжем. При этом плоскость симметрии воздухозаборника находится в плоскости симметрии самолета.Also, the air intake can be located above the fuselage. The plane of symmetry of the air intake is in the plane of symmetry of the aircraft.
Кроме того, мотор-генератор может быть установлен коаксиально во входной части воздушного канала с образованием кольцевого пространства, заключенного между цилиндрическими стенками входной части воздушного канала и наружной цилиндрической поверхностью корпуса мотор-генератора.In addition, the motor generator can be installed coaxially in the inlet of the air duct to form an annular space enclosed between the cylindrical walls of the inlet of the air duct and the outer cylindrical surface of the motor generator housing.
Предусмотрено, что силовая установка может быть снабжена байпасной линией, соединяющей выходное устройство с входом воздуха в турбокомпрессор, и регулирующим клапаном, установленным на байпасной линии.It is envisaged that the power plant can be equipped with a bypass line connecting the output device to the air inlet to the turbocharger and a control valve mounted on the bypass line.
Также предусмотрено, что вспомогательный газотурбинный двигатель может быть кинематически связан с маршевым двигателем через редуктор с возможностью разрыва кинематической связи.It is also provided that the auxiliary gas turbine engine can be kinematically connected to the main engine through the gearbox with the possibility of breaking the kinematic connection.
Наряду с этим, вихревая камера может состоять из рабочего канала, выполненного в форме спирали, канала подвода воздуха к рабочему каналу от турбокомпрессора и канала отвода воздуха из рабочего канала в воздушную турбину.Along with this, the vortex chamber may consist of a working channel made in the form of a spiral, a channel for supplying air to the working channel from the turbocharger and a channel for removing air from the working channel to the air turbine.
Рекомендуется, чтобы рабочий канал вихревой камеры был выполнен как сопло Лаваля.It is recommended that the working channel of the vortex chamber be made as a Laval nozzle.
При этом целесообразно, чтобы воздушная турбина была выполнена по типу активной осевой турбины.In this case, it is advisable that the air turbine was designed as an active axial turbine.
Предусмотрено, что турбокомпрессор маршевого двигателя может быть выполнен по типу центробежного турбокомпрессора.It is envisaged that the turbocharger of the main engine can be made as a centrifugal turbocompressor.
Также турбокомпрессор маршевого двигателя может быть выполнен по типу осевого турбокомпрессора.Also, the turbocharger of the main engine can be made as an axial turbocompressor.
На фиг.1 показано размещение газотурбинной силовой установки на беспилотном самолете, выполненном по схеме моноплана с верхним расположением крыла.Figure 1 shows the placement of a gas turbine power plant on an unmanned aircraft, made according to the monoplane with the upper wing.
На фиг.2 представлена конструктивная схема газотурбинной силовой установки.Figure 2 presents a structural diagram of a gas turbine power plant.
Самолет с газотурбинной силовой установкой содержит фюзеляж (1), крыло (2) и хвостовое оперение (3). Силовая установка (4) включает в себя тянущий воздушный винт (5), мотор-генератор (6), электрически подключенный к бортовой аккумуляторной батарее, или вспомогательный газотурбинный двигатель (ГТД), редуктор (7), воздухозаборник (8), воздушный канал (9) воздухозаборника для подвода воздуха к двигателю, выходное устройство (10) и маршевый двигатель. Маршевый двигатель состоит из воздушной турбины (11), вихревой камеры (12) и турбокомпрессора (13). Ротор турбокомпрессора установлен на валу турбины. Вал воздушного винта (14) и вал мотор-генератора кинематически связаны через редуктор с валом воздушной турбины. Вихревая камера размещена в корпусе двигателя в пространстве между воздушной турбиной и турбокомпрессором. Для преобразования кинетической энергии набегающего потока воздуха в потенциальную энергию давления (получения наибольшего значения коэффициента восстановления полного давления воздухозаборника) воздухозаборник (8) выполнен в виде диффузора (расширяющегося канала). Для уменьшения гидравлических потерь (потерь на трение) входная часть (15) воздушного канала (9) воздухозаборника выполнена цилиндрической. Канал (9) воздухозаборника подключен к входу воздуха в турбокомпрессор (13), выход воздуха из турбокомпрессора присоединен к входу в вихревую камеру (12), выход из вихревой камеры соединен с входом воздуха в воздушную турбину (11), а выход воздуха из воздушной турбины сообщается с атмосферой через выходное устройство (10). Вспомогательный ГТД предназначен для запуска и работы маршевого двигателя на переходных и неустановившихся режимах. Вспомогательный ГТД может быть выполнен по одновальной схеме и состоять из газовой турбины, центробежного компрессора, установленного на валу газовой турбины, и кольцевой противоточной камеры сгорания испарительного типа, расположенной перед газовой турбиной. При этом вал газовой турбины ГТД соединен с валом отбора мощности (механической энергии), который кинематически связан с валом воздушной турбины.An airplane with a gas turbine power plant contains a fuselage (1), a wing (2) and a tail unit (3). The power plant (4) includes a pulling propeller (5), a motor generator (6) electrically connected to the onboard battery, or an auxiliary gas turbine engine (GTE), a gearbox (7), an air intake (8), an air duct ( 9) an air intake for supplying air to the engine, an output device (10) and a main engine. The main engine consists of an air turbine (11), a vortex chamber (12) and a turbocompressor (13). The turbocharger rotor is mounted on the turbine shaft. The propeller shaft (14) and the motor generator shaft are kinematically connected through a gearbox to the shaft of the air turbine. The vortex chamber is located in the engine housing in the space between the air turbine and the turbocharger. To convert the kinetic energy of the incoming air flow into potential pressure energy (to obtain the highest value of the recovery coefficient of the total pressure of the air intake), the air intake (8) is made in the form of a diffuser (expanding channel). To reduce hydraulic losses (friction losses), the inlet part (15) of the air channel (9) of the air intake is cylindrical. The air inlet channel (9) is connected to the air inlet to the turbocharger (13), the air outlet from the turbocharger is connected to the inlet to the vortex chamber (12), the outlet from the vortex chamber is connected to the air inlet to the air turbine (11), and the air outlet from the air turbine communicates with the atmosphere through the output device (10). The auxiliary gas turbine engine is designed to start and operate the main engine in transient and transient modes. The auxiliary gas turbine engine can be made according to a single-shaft scheme and consist of a gas turbine, a centrifugal compressor mounted on the shaft of the gas turbine, and an annular countercurrent type combustion chamber located in front of the gas turbine. In this case, the gas turbine gas turbine shaft is connected to the power take-off shaft (mechanical energy), which is kinematically connected to the air turbine shaft.
Для уменьшения аэродинамического сопротивления и гидравлических потерь во входном устройстве (в воздухозаборнике и канале воздухозаборника) силовой установки, уменьшения массы самолета и увеличения полезного объема внутри фюзеляжа силовая установка размещена в носовой части фюзеляжа.To reduce aerodynamic drag and hydraulic losses in the input device (in the air intake and the air intake channel) of the power plant, to reduce the weight of the aircraft and increase the net volume inside the fuselage, the power plant is located in the nose of the fuselage.
В зависимости от назначения, самолет может быть выполнен по схеме моноплана с нижним расположением крыла или по схеме моноплана с верхним расположением крыла, или по схеме моноплана со средним расположением крыла. Например, беспилотный самолет, предназначенный для ведения воздушной разведки, рекомендуется выполнить по схеме моноплана с верхним расположением крыла. Такая аэродинамическая компоновка самолета позволяет рационально разместить радиоэлектронное оборудование для передачи разведывательной информации независимо от конструктивной схемы крыла, обеспечить хороший обзор нижней полусферы и, кроме того, получить наименьшие аэрдинамические потери от интерференции между крылом и фюзеляжем.Depending on the purpose, the aircraft can be made according to the monoplane scheme with the lower wing arrangement or according to the monoplane scheme with the upper wing arrangement, or according to the monoplane scheme with the middle wing arrangement. For example, an unmanned aircraft designed for aerial reconnaissance is recommended to be performed according to the monoplane scheme with an upper wing position. Such an aerodynamic layout of the aircraft makes it possible to rationally place electronic equipment for transmitting reconnaissance information regardless of the wing design, to provide a good overview of the lower hemisphere and, in addition, to obtain the smallest aerodynamic loss from interference between the wing and the fuselage.
Выходное устройство может состоять из выходного диффузора (16), установленного за воздушной турбиной, и выпускной трубы (17), прикрепленной к выходному диффузору и сообщающейся выходным отверстием с атмосферой.The output device may consist of an output diffuser (16) mounted behind the air turbine and an exhaust pipe (17) attached to the output diffuser and connected to the outlet with the atmosphere.
Выходной диффузор уменьшает скорость потока в переходной трубе и таким образом уменьшает гидравлические потери. Кроме того, для снижения потерь при перестройке потока с кольцевого, возникающего за воздушной турбиной, на цилиндрический поток воздуха, за воздушной турбиной установлен конусный обтекатель (18), входящий в конструкцию выходного диффузора (16).The outlet diffuser reduces the flow rate in the transition pipe and thus reduces hydraulic losses. In addition, in order to reduce losses during the restructuring of the flow from the annular arising behind the air turbine to the cylindrical air flow, a cone fairing (18) is installed behind the air turbine, which is included in the design of the output diffuser (16).
В зависимости от компоновки и назначения самолета выходное отверстие выпускной трубы может быть расположено под фюзеляжем или над фюзеляжем.Depending on the layout and purpose of the aircraft, the outlet of the exhaust pipe may be located under the fuselage or above the fuselage.
С целью снижения массы планера за счет сокращения числа несущих поверхностей, а также обеспечения эффективной работы хвостового оперения, рекомендуется, чтобы хвостовое оперение было выполнено V-образным и состояло из двух килей, симметрично расположенных относительно плоскости симметрии самолета.In order to reduce the weight of the airframe by reducing the number of bearing surfaces, as well as ensuring the effective operation of the tail, it is recommended that the tail be V-shaped and consist of two keels symmetrically located relative to the plane of symmetry of the aircraft.
Для эффективной работы хвостового оперения также рекомендуется, чтобы кили хвостового оперения были установлены с углом развала между ними от 60 до 90 градусов.For the effective functioning of the tail, it is also recommended that the tail fins be installed with a camber angle between them of 60 to 90 degrees.
С целью получения наибольшего значения коэффициента восстановления полного давления (повышения экономичности), целесообразно, чтобы воздухозаборник (8) был выполнен лобовым, т.е. расположенным в носовой части фюзеляжа, причем плоскость симметрии воздухозаборника находится в плоскости симметрии самолета.In order to obtain the highest value of the recovery coefficient of the total pressure (increase efficiency), it is advisable that the air intake (8) be made frontal, i.e. located in the nose of the fuselage, and the plane of symmetry of the air intake is in the plane of symmetry of the aircraft.
В зависимости от аэродинамической компоновки самолета воздухозаборник может быть расположен под фюзеляжем или над фюзеляжем. При этом плоскость симметрии воздухозаборника находится в плоскости симметрии самолета.Depending on the aerodynamic layout of the aircraft, the air intake may be located under the fuselage or above the fuselage. The plane of symmetry of the air intake is in the plane of symmetry of the aircraft.
Для повышения энергетического потенциала воздуха, поступающего в двигатель, и уменьшения относительной влажности воздуха при полете на малых высотах мотор-генератор (6) может быть установлен коаксиально во входной части (15) воздушного канала (9) воздухозаборника (8) с образованием кольцевого пространства (канала), заключенного между цилиндрическими стенками входной части воздушного канала и наружной цилиндрической поверхностью корпуса мотор-генератора. С этой же целью силовая установка может быть снабжена байпасной линией, соединяющей выходное устройство с входом воздуха в турбокомпрессор, и регулирующим клапаном, установленным на байпасной линии (на чертежах не показано).To increase the energy potential of the air entering the engine and reduce the relative humidity of the air when flying at low altitudes, the motor generator (6) can be installed coaxially in the inlet part (15) of the air channel (9) of the air intake (8) with the formation of an annular space ( channel), enclosed between the cylindrical walls of the inlet part of the air channel and the outer cylindrical surface of the housing of the motor generator. For the same purpose, the power plant can be equipped with a bypass line connecting the output device to the air inlet to the turbocharger and a control valve installed on the bypass line (not shown in the drawings).
Предусмотрено, что вспомогательный газотурбинный двигатель может быть кинематически связан с маршевым двигателем через редуктор с возможностью разрыва кинематической связи, например, посредством гидромуфты сцепления.It is envisaged that the auxiliary gas turbine engine can be kinematically connected to the main engine through a gearbox with the possibility of breaking the kinematic connection, for example, by means of a clutch.
Вихревая камера (12) состоит из рабочего канала, выполненного в форме спирали, канала подвода воздуха к рабочему каналу от турбокомпрессора и канала отвода воздуха из рабочего канала в воздушную турбину. Канал подвода воздуха к рабочему каналу от турбокомпрессора и канал отвода воздуха из рабочего канала в воздушную турбину рекомендуется выполнить кольцевыми. В случае использования турбокомпрессора центробежного типа, канал подвода воздуха к рабочему каналу целесообразно выполнить тангенциальным, т.е. с тангенциальным подводом воздуха к рабочему каналу. Для повышения энергетической эффективности путем интенсификации вихревых потоков рекомендуется, чтобы рабочий канал вихревой камеры был выполнен как сопло Лаваля. Для более полного преобразования кинетической энергии потока в потенциальную энергию и уменьшения потерь энергии на входе воздуха в турбину канал отвода воздуха из рабочего канала рекомендуется выполнить по типу расширяющегося канала (диффузора).The vortex chamber (12) consists of a working channel made in the form of a spiral, a channel for supplying air to the working channel from the turbocompressor, and a channel for removing air from the working channel to the air turbine. It is recommended that the channel for supplying air to the working channel from the turbocompressor and the channel for removing air from the working channel to the air turbine be circular. In the case of using a centrifugal-type turbocompressor, it is advisable to perform the tangent channel for supplying air to the working channel, i.e. with tangential air supply to the working channel. To increase energy efficiency by intensifying vortex flows, it is recommended that the working channel of the vortex chamber be made as a Laval nozzle. In order to more fully convert the kinetic energy of the flow into potential energy and reduce the energy loss at the air inlet to the turbine, it is recommended that the air exhaust channel from the working channel be made as an expanding channel (diffuser).
Для повышения кпд турбины маршевого двигателя целесообразно, чтобы воздушная турбина была выполнена по типу активной осевой турбины. Как и всякая лопаточная машина, воздушная турбина (11) состоит из расположенных в корпусе неподвижного соплового направляющего аппарата и вращающегося рабочего колеса с профильными лопатками.To increase the efficiency of the marching engine turbine, it is advisable that the air turbine be designed as an active axial turbine. Like any blade machine, an air turbine (11) consists of a fixed nozzle guide apparatus and a rotating impeller with profile blades located in the housing.
В зависимости от назначения и компоновки самолета турбокомпрессор маршевого двигателя может быть выполнен по типу центробежного турбокомпрессора или по типу осевого турбокомпрессора.Depending on the purpose and layout of the aircraft, the turbocharger of the main engine can be made as a centrifugal turbocompressor or as an axial turbocompressor.
Самолет с газотурбинной силовой установкой функционирует следующим образом.A plane with a gas turbine power plant operates as follows.
Мотор-генератор (6) подключается к наземному (аэродромному) источнику электропитания. Производится раскрутка ротора маршевого двигателя самолета до заданной частоты вращения и его запуск. Мотор-генератор при запуске выполняет функцию стартера, а при работе маршевого двигателя - функцию генератора для питания бортовых потребителей электрической энергии. Раскрутка ротора может производиться с помощью бортового источника энергии - с помощью бортовой аккумуляторной батареи или вспомогательным газотурбинным двигателем (ГТД). Вспомогательный ГТД может быть также запущен от наземного источника электропитания. После запуска маршевого двигателя осуществляется взлет самолета и полет согласно полетному заданию. При полете самолета атмосферный воздух (набегающий поток) поступает в воздухозаборник (8) и воздушный канал (9) воздухозаборника и сжимается с повышением температуры до значений, соответствующих заторможенному потоку. В этом процессе кинетическая энергия набегающего потока преобразуется в потенциальную энергию давления перед турбокомпрессором. Из воздушного канала воздух поступает в турбокомпрессор (13), приводимый во вращение воздушной турбиной (11), в котором дополнительно сжимается с повышением температуры. При этом возрастает потенциальная энергия потока воздуха, состоящая в данном случае из энергии давления газа и внутренней энергии. Сжатый воздух после турбокомпрессора подается в спиральный рабочий канал вихревой камеры (12), в котором происходит преобразование потенциальной энергии потока в кинетическую энергию с образованием вихревых и кавитационных процессов, сопровождаемых повышением температуры потока. Затем в канале отвода воздуха происходит преобразование кинетической энергии в потенциальную энергию, сопровождаемое дальнейшим повышением температуры и давления воздуха. Из вихревой камеры воздух с высоким потенциалом поступает в воздушную турбину. Выполнение рабочего канала в форме сопла Лаваля позволяет получить сверхзвуковой поток с высоким энергетическим потенциалом, который затем в канале отвода воздуха (перед входом в турбину) сжимается с повышением температуры до значения, соответствующего заторможенному потоку.The motor generator (6) is connected to a ground (airfield) power source. The rotor of the mid-flight engine of the aircraft is unwound to a predetermined speed and launched. The motor generator at startup performs the function of a starter, and when the marching engine operates, it functions as a generator to power on-board consumers of electrical energy. The rotation of the rotor can be carried out using an onboard energy source - using an onboard battery or auxiliary gas turbine engine (GTE). The auxiliary gas turbine engine can also be started from a ground power source. After starting the mid-flight engine, the aircraft takes off and flies according to the flight mission. When the aircraft is flying, atmospheric air (free flow) enters the air intake (8) and the air channel (9) of the air intake and is compressed with increasing temperature to values corresponding to the inhibited flow. In this process, the kinetic energy of the oncoming flow is converted into potential pressure energy in front of the turbocharger. From the air channel, air enters the turbocharger (13), driven by the rotation of the air turbine (11), in which it is additionally compressed with increasing temperature. In this case, the potential energy of the air flow increases, which in this case consists of the energy of gas pressure and internal energy. Compressed air after the turbocharger is fed into the spiral working channel of the vortex chamber (12), in which the potential energy of the stream is converted into kinetic energy with the formation of vortex and cavitation processes, accompanied by an increase in the temperature of the stream. Then, in the air exhaust channel, kinetic energy is converted into potential energy, accompanied by a further increase in temperature and air pressure. High potential air enters the air turbine from the vortex chamber. The implementation of the working channel in the form of a Laval nozzle allows you to get a supersonic flow with a high energy potential, which is then compressed in the air exhaust channel (before entering the turbine) with increasing temperature to a value corresponding to a blocked flow.
Отсутствие надежных теоретических методов исследования потока в каналах вихревой камеры, а также отсутствие подробных экспериментальных данных о структуре потока во всех элементах проточной части вынуждает использовать для определения основных газодинамических характеристик вихревой камеры различные математические и физические модели (гипотезы) рабочего процесса. Однако все существующие модели основаны на идеализации реального потока в проточной части вихревой камеры. Математические модели рабочих процессов содержат условные эмпирические коэффициенты, которые практически не увязаны с природой турбулентных (вихревых) течений в рабочем канале и могут определяться только на основе интегральных характеристик, получаемых экспериментальным путем.The lack of reliable theoretical methods for studying the flow in the channels of the vortex chamber, as well as the lack of detailed experimental data on the structure of the flow in all elements of the flow part, makes it necessary to use various mathematical and physical models (hypotheses) of the workflow to determine the main gas-dynamic characteristics of the vortex chamber. However, all existing models are based on the idealization of the real flow in the flow part of the vortex chamber. Mathematical models of work processes contain conditional empirical coefficients that are practically not linked to the nature of turbulent (vortex) flows in the working channel and can be determined only on the basis of integral characteristics obtained experimentally.
В воздушной турбине (в процессе расширения) потенциальная энергия воздуха, сжатого в компрессоре и нагретого до более высоких значений температур за счет вихревых процессов, протекающих в вихревой камере, преобразуется в механическую (техническую) работу на валу воздушной турбины. В неподвижном сопловом направляющем аппарате воздушной турбины, в процессе понижения давления, происходит преобразование потенциальной энергии газа (воздуха) в кинетическую энергию, а в межлопаточных каналах вращающегося активного рабочего колеса кинетическая энергия газа преобразуется в техническую работу, которая посредством вала передается потребителю. Во время полета самолета воздушная турбина приводит во вращение турбокомпрессор, а через редуктор - тянущий воздушный винт и мотор-генератор, работающий в режиме генератора. Из воздушной турбины воздух выбрасывается в атмосферу через выходное устройство. Часть воздуха по байпасной линии через регулирующий клапан может перепускаться из выходного на вход в турбокомпрессор.In an air turbine (during expansion), the potential energy of air compressed in a compressor and heated to higher temperatures due to vortex processes occurring in the vortex chamber is converted into mechanical (technical) work on the shaft of the air turbine. In a fixed nozzle guide device of an air turbine, in the process of lowering pressure, the potential energy of the gas (air) is converted into kinetic energy, and in the interscapular channels of the rotating active impeller, the kinetic energy of the gas is converted into technical work, which is transmitted to the consumer via a shaft. During the flight of the aircraft, the air turbine rotates the turbocharger, and through the gearbox the pulling propeller and the generator motor operating in generator mode. From an air turbine, air is released into the atmosphere through an outlet device. Part of the air in the bypass line through the control valve can be bypassed from the outlet to the inlet to the turbocharger.
Воздушный винт создает силу тяги за счет отбрасывания больших масс воздуха со скоростью, превышающей скорость полета самолета.The propeller creates traction due to the rejection of large masses of air at a speed exceeding the flight speed of the aircraft.
На нерасчетных и неустановившихся режимах, когда мощность на валу воздушной турбины маршевого двигателя становится меньше величины, которая обеспечивает силу тяги, необходимую для данных условий полета, запускается вспомогательный газотурбинный двигатель (ГТД). Газовая турбина ГТД передает недостающую мощность посредством вала отбора мощности через муфту сцепления и редуктор (7) на вал воздушной турбины (11) маршевого двигателя, на вал воздушного винта (14) и мотор-генератору (6), либо мотор-генератор, подключенный к бортовой аккумуляторной батареи и работающий в режиме мотора (стартера), передает недостающую мощность через редуктор на вал воздушной турбины маршевого двигателя и на вал воздушного винта.In off-design and unsteady modes, when the power on the shaft of the air turbine of the marching engine becomes less than the value that provides the thrust required for these flight conditions, the auxiliary gas turbine engine (GTE) is started. A gas turbine GTE transfers the missing power through a power take-off shaft through a clutch and a gearbox (7) to the shaft of the air turbine (11) of the main engine, to the shaft of the propeller (14) and to the motor-generator (6), or the motor-generator connected to the onboard battery and operating in the motor (starter) mode, transfers the missing power through the reducer to the shaft of the air turbine of the mid-flight engine and to the shaft of the propeller.
Claims (21)
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2004136571/11A RU2284282C2 (en) | 2004-12-15 | 2004-12-15 | Aircraft equipped with gas-turbine power plant |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2004136571/11A RU2284282C2 (en) | 2004-12-15 | 2004-12-15 | Aircraft equipped with gas-turbine power plant |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2004136571A RU2004136571A (en) | 2006-05-27 |
| RU2284282C2 true RU2284282C2 (en) | 2006-09-27 |
Family
ID=36711096
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2004136571/11A RU2284282C2 (en) | 2004-12-15 | 2004-12-15 | Aircraft equipped with gas-turbine power plant |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2284282C2 (en) |
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2509033C1 (en) * | 2012-08-14 | 2014-03-10 | Валерий Туркубеевич Пчентлешев | Aircraft |
| RU2586996C2 (en) * | 2013-08-16 | 2016-06-10 | Николай Владимирович Хныкин | Low-flying multifunctional device and jet turbine engine with two flow channels |
-
2004
- 2004-12-15 RU RU2004136571/11A patent/RU2284282C2/en not_active IP Right Cessation
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2509033C1 (en) * | 2012-08-14 | 2014-03-10 | Валерий Туркубеевич Пчентлешев | Aircraft |
| RU2586996C2 (en) * | 2013-08-16 | 2016-06-10 | Николай Владимирович Хныкин | Low-flying multifunctional device and jet turbine engine with two flow channels |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| RU2004136571A (en) | 2006-05-27 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| CN109563779B (en) | Mechanically actuated air carrier thermal management device | |
| RU2743603C2 (en) | System and method for boosting main power plant | |
| EP2659109B1 (en) | Aircraft and gas turbine engine | |
| US7485981B2 (en) | Aircraft combination engines complemental connection and operation | |
| US6634596B2 (en) | Aircraft system architecture | |
| CN107191276A (en) | Engine bleed air system with many tap bleed arrays | |
| CN107191271A (en) | Engine bleed air system with turbo-compressor | |
| EP2631182A2 (en) | An auxiliary power system | |
| CN103216361B (en) | Novel small-size duct turbofan engine | |
| CN106762221A (en) | Turbo ramjet engine ram-air turbine heat to electricity conversion and forecooling method | |
| RU2522208C1 (en) | Gas turbine engine pylon assembly and gas turbine engine system | |
| RU2284282C2 (en) | Aircraft equipped with gas-turbine power plant | |
| US11312501B1 (en) | Deployable power pack for a dual mode high speed propulsion system | |
| CN203271949U (en) | Novel small-sized duct turbofan engine | |
| RU2465481C2 (en) | Vortex propeller | |
| CN208734454U (en) | A kind of novel microminiature fan postposition fanjet | |
| CN208252231U (en) | A kind of double duct mixing exhaust fanjets of novel microminiature | |
| US12024303B2 (en) | Method for converting an airplane with a combustion engine to an electrical reaction propulsion airplane | |
| US12188414B2 (en) | Reverse flow gas turbine engine having electric machine | |
| CN208793118U (en) | A kind of double ducts of novel microminiature are vented fanjet respectively | |
| EP4417796A1 (en) | Reverse flow gas turbine engine having electric machine | |
| RU2815564C1 (en) | Aircraft power plant | |
| US20250101918A1 (en) | Reverse flow gas turbine engine having electric machine | |
| RU2361779C1 (en) | Fuselage air bleed for powering aircraft systems | |
| CN208793105U (en) | A kind of novel microminiature whirlpool paddle jet engine |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20071216 |