ВОЗДУХОЗАБОРНИК ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА, ОБОРУДОВАННОГО ГАЗОТУРБИННЫМ ДВИГАТЕЛЕМ

Полезная модель относится к области авиации и авиационной промышленности, более узкой областью использования предложенного решения является модернизация летательных аппаратов, оборудованных газотурбинными двигателями.
В качестве ближайшего аналога предлагаемого решения выбран воздухозаборник летательного аппарата, оборудованного газотурбинным двигателем известный из патента US 4062185, опубликованного 13.12.1977. В US 4062185 описана конструкция газотурбинного двигателя, в которой в канале воздухозаборника установлен вентилятор. Вентилятор установлен перед компрессором низкого давления на том же валу, что и компрессор, и обеспечивает дополнительную подачу воздуха в компрессор двигателя при начале работы двигателя. Вал компрессора через механическую передачу связан со средствами преобразования и передачи механической энергии, в гидравлическую или же электрическую энергию и через гидравлическую или электрическую передачу, соответственно со средствами преобразования механической энергии, подключенными к вентилятору. Благодаря, описанным выше гидравлическим или электрическим связям обеспечивается передача части нагрузки с вала двигателя на вентилятор, в результате обеспечено, как регулирование подачи воздуха в камеру сгорания, так и дополнительная подача воздуха в камеру сгорания при запуске двигателя. Таким образом, обеспечивается регулирование расхода воздуха в компрессор и камеру сгорания двигателя, но не обеспечивается в полной мере регулирование аэродинамических параметров потока в самом воздухозаборнике и не обеспечивается управляемое использование энергии потока воздуха проходящего через воздухозаборник.
Предлагаемое решение направлено на расширение функциональных возможностей, которые могут быть достигнуты от использования конструктивных особенностей канала воздухозаборника.
В результате использования воздухозаборника предложенной конструкции будет достигнут следующий результат
- возможность регулируемого торможения потока в воздухозаборнике и, соответственно, регулирования скорости и термодинамических параметров потока воздуха;
- повышение аэродинамических качеств воздухозаборника, сохранение требуемых аэродинамических параметров на различных режимах работы двигателя, в частности, исключение скачков уплотнения и помпажа авиационного двигателя;
- возможность использования потока воздуха воздухозаборника в качестве источника дополнительной энергии для двигательной установки (источник дополнительной тяги) и, при необходимости, для самолетных нужд с возможностью управления и перераспределения этой энергии;
- возможность использования потока воздуха воздухозаборника в качестве источника дополнительной энергии для снижения скорости вращения турбины низкого давления и соответственно для снижения шума от работы двигателя;
- повышение коэффициента полезного действия двигателя;
- экономия топлива;
- повышение эксплуатационных характеристик летательных аппаратов в ходе их ремонта и модернизации, за счет использования предложенной конструкции.
- снижение нагрузки на окружающую среду.
Указанный выше технический результат достигается при использовании воздухозаборника летательного аппарата, оборудованного газотурбинным двигателем, включающем, по меньшей мере, одно первое регулируемое средство преобразования и передачи механической энергии, механически связанное с валом газотурбинного двигателя и, по меньшей мере, одну силовую передачу, связанную с первым регулируемым средством преобразования и передачи механической энергии; согласно предложенному решению в канале воздухозаборника расположено, по меньшей мере, одно отделенное от конструкции газотурбинного двигателя устойчивое к воздействию инородных тел лопаточное колесо, с валом лопаточного колеса механически связано, по меньшей мере, одно второе регулируемое средство преобразования и передачи механической энергии, при этом первое и второе регулируемые средства преобразования и передачи механической энергии связаны между собой силовой передачей.
Первым и первым и вторым средством преобразования и передачи механической энергии является гидравлическая (мотор-насос, гидронасос, насос), либо электрическая машина (электрический двигатель, электрический генератор, электрическая машина, работающая в обоих режимах), при этом силовая передача, связывающая между собой первое и второе средства преобразования и передачи механической энергии, будет соответственно гидравлической или электрической передачей. Одним из оптимальных направлений использование воздухозаборника является его использование в качестве встраиваемой части конструкции введенного в эксплуатацию летательного аппарата. Дополнительное второе средство преобразования и передачи механической энергии связано по меньше мере одной дополнительной силовой передачей с, по меньшей мере, одним агрегатом вспомогательного оборудования летательного аппарата. Эта дополнительная передача может быть гидравлической, электрической или же представлять сочетание гидравлической и электрической передач. Лопаточное колесо может быть выполнено с фиксированным или регулируемым шагом лопаток.
Предложенное решение поясняется структурной схемой, на которой показана взаимосвязь оборудования воздухозаборника с оборудованием газотурбинного двигателя.
Воздухозаборником оборудован летательный аппарат для создания реактивной тяги и обеспечения работы систем жизнеобеспечения используется газотурбинный двигатель 1 (турбореактивный двигатель (ТРД), турбореактивный двухконтурный двигатель (ТРДД)). С валом газотурбинного двигателя механически связано, по меньшей мере, одно регулируемое средство 2 преобразования и передачи механической энергии. Это средство 2 механически через соответствующую систему механических передач связано с валом газотурбинного двигателя 1, таким образом обеспечивается, как съем механической энергии с вала, так и воздействие на вал. Средство 2 связано с силовой передачей 3.
В канале 4 воздухозаборника расположено лопаточное колесо 5 либо система последовательно расположенных лопаточных колес с фиксируемым или регулируемым шагом лопаток. Вал колеса 5 свободен от механической связи с валом газотурбинного двигателя 1, таким образом, обеспечено независимое регулирование параметров потока воздуха в канале 4 воздухозаборника вне жесткой связи с режимами работы газотурбинного двигателя 1. Кроме того, свободное от механических связей с валом газотурбинного двигателя 1 лопаточное колесо 5 может быть встроено в канал 4 воздухозаборника при модернизации летательного аппарата уже введенного в эксплуатацию. Очевидно, что прочностные свойства лопаточного колеса 5 должны обеспечить его устойчивость к воздействию инородных тел, которые могут попасть в канал воздухозаборника (птицы, гравий, куски льда пи взлете и посадке). Вал лопаточного колеса 5 механически (через систему соответствующих передач) связан с, по меньшей мере, одним регулируемым средством преобразования и передачи энергии 6. Средства 5 и 6 преобразования и передачи энергии при этом связаны между собой силовой передачей 3 или же системой силовых передач 3, которые обеспечивают перераспределение силового воздействия между валом лопаточного колеса 5 и валом газотурбинного двигателя 1. Аналогичная силовая передача 7 может быть использована и для передачи энергии на агрегат или агрегаты 8 вспомогательного оборудования летательного аппарата 8 (наддув, кондиционирование и т.п.).
В качестве первого 3 и второго 6 регулируемого средства преобразования энергии могут быть использованы различные гидравлические (мотор-насос, гидромотор, насос) или же электрические (электрический двигатель, электрический генератор, электрическая машина, для которой предусмотрена возможность работы в обоих режимах) машины. В любом случае подбор агрегатов средств 3 и 6 обеспечивает обратимость передачи и перераспределения силового воздействия. В качестве силовых передач 3 и 7 могут быть использованы гидравлические, электрические передачи или же передачи, использующие комбинированный электрический и гидравлический принцип перераспределения силового воздействия.
На режиме набора высоты и скорости (активный режим) средства 2 воспринимают нагрузку с вала газотурбинного двигателя 1, через силовую передачу 3 кинетическая энергия вала газотурбинного двигателя 1 передается на средства 6 преобразования и передачи механической энергии, связанные с валом лопаточного колеса 5. Лопаточное колесо 5 приводится во вращение, на компрессор и камеру сгорания газотурбинного двигателя 1 дополнительно нагнетается поток воздуха и дополнительно увеличивается тяга двигателя.
На крейсерском полете летательного аппарата лопаточное колесо 5 активно (с возможностью управления этим процессом) тормозит набегающий поток воздуха, при этом происходит обратный процесс передачи силового воздействия с вала лопаточного колеса 5 через средства 6 преобразования и передачи механической энергии и силовую передачу 3 на средства 2 преобразования и передачи механической энергии и далее на вал газотурбинного двигателя 1. Подача дополнительной силовой нагрузки для снижения скорости вращения вала турбины низкого давления обеспечит снижение шума двигателя. Дополнительно через силовую передачу 7 нагрузка с вала лопаточного колеса может быть снята и на агрегаты вспомогательного оборудования летательного аппарата (самолетные нужды). Кроме того, на крейсерском режиме полета летательного аппарата возможно свободное торможение лопаточным колесом 5 потока воздуха в канале 4 без передачи силовой нагрузки, так как гидравлическая передача позволяет обеспечить торможение лопаточного колеса за счет дросселирования рабочей жидкости с соответствующим выделением тепла.
При этом, повышаются аэродинамические качества воздухозаборника, обеспечивается сохранение требуемых аэродинамических параметров на различных режимах работы двигателя, в частности, исключены вредные скачки уплотнения и помпаж авиационного двигателя. Кроме того, турбореактивных двухконтурных двигателей активное торможение потока воздуха в канале воздухозаборника обеспечит высокий тяговый КПД на сверхзвуковом полете. Очевидно, что при необходимости и соответствующем подборе оборудование обеспечивается сочетание указанных выше основных режимов работы двигательной установки и соответственно расширяется диапазон регулирования режимов эксплуатации летательного аппарата. На любом из режимов работы будет обеспечено снижение расхода топлива на двигатель и как следствие будет снижена нагрузка на окружающую среду, в первую очередь на атмосферу.
Таким образом, предложена конструкция, агрегатный состав которой обеспечит регулирование режимов силовой установки летательного аппарата, а также возможность модернизации при необходимости силовой установки.