силовая установка для летательного аппарата

Формула изобретения

1. Силовая установка для летательного аппарата, содержащая двухконтурный двигатель, внутренний контур которого содержит компрессор, а наружный контур выполнен прямоточным в виде кольцевого канала, сообщенного с внутренним контуром, и соединенное с компрессором устройство для его привода, отличающаяся тем, что компрессор установлен с возможностью его поворота относительно продольной оси двигателя на угол от 80 до 100°, а устройство для привода компрессора размещено вне проточной части двухконтурного двигателя.

2. Силовая установка по п.1, отличающаяся тем, что устройство для привода компрессора выполнено в виде газотурбинного двигателя, размещенного вне корпуса двухконтурного двигателя.

3. Силовая установка по любому из пп.1 и 2, отличающаяся тем, что во внутреннем контуре расположены за и перед компрессором подвижные вдоль оси внутреннего контура стойки с закрепленными на них обтекателями, охватывающие стойки кольца и механизмы перемещения стоек, расположенные в неподвижных деталях, закрепленных на стенке внутреннего контура.

4. Силовая установка по любому из пп.1-3, отличающаяся тем, что компрессор расположен в дополнительном корпусе, выполненном в виде расположенных в друг друге поворотной, соединенной с компрессором, и неподвижной частей.

5. Силовая установка по п.4, отличающаяся тем, что поворотная и неподвижная части дополнительного корпуса компрессора выполнены в виде шаровых сегментов.

Описание изобретения к патенту

Изобретение относится к области авиадвигателестроения, в частности к силовым установкам летательных аппаратов.

Известна газотурбинная силовая установка, содержащая двухконтурный двигатель, наружный контур которого выполнен прямоточным в виде кольцевого канала, сообщенного с внутренним контуром регулируемой заслонкой, при этом внутренний контур содержит последовательно расположенные входное устройство, установленный на валу компрессор, камеру сгорания и выходное устройство, и устройство для привода компрессора - турбину (см. авторское свидетельство СССР №1800080, кл. F 02 K 3/02, опубл. 07.03.1993).

Недостаток заключается в том, что при полете на больших скоростях невозможно обеспечить максимальную тягу установки из-за большого внутреннего гидравлического сопротивления, вызванного наличием внутри прямоточного двигателя турбореактивного двигателя, ротор которого находится в режиме авторатации.

Задача изобретения - повышение тяги силовой установки на больших скоростях полета путем уменьшения внутреннего гидравлического сопротивления силовой установки.

Указанный технический результат достигается тем, что в силовой установке для летательного аппарата, содержащей двухконтурный двигатель, внутренний контур которого содержит компрессор, а наружный контур выполнен прямоточным в виде кольцевого канала, сообщенного с внутренним контуром, и соединенное с компрессором устройство для его привода, согласно изобретению компрессор установлен с возможностью его поворота относительно продольной оси двигателя на угол от 80 до 100, а устройство для привода компрессора размещено вне проточной части двухконтурного двигателя.

Устройство для привода компрессора может быть выполнено в виде газотурбинного двигателя, размещенного вне корпуса двухконтурного двигателя, что позволяет уменьшить внутреннее гидравлическое сопротивление в проточной части двухконтурного двигателя.

Во внутреннем контуре могут быть расположены за и перед компрессором подвижные вдоль оси внутреннего контура стойки с закрепленными на них обтекателями, охватывающие стойки кольца и механизмы перемещения стоек, расположенные в неподвижных деталях, закрепленных на стенке внутреннего контура, что позволяет снизить гидравлическое сопротивление в проточной части компрессора; закрепление обтекателей на стойках с механизмами перемещения последних обеспечивает сохранение возможности поворота компрессора.

Компрессор может быть расположен в дополнительном корпусе, выполненном в виде расположенных в друг друге поворотной, соединенной с компрессором, и неподвижной частей. Такое выполнение обеспечивает поворот компрессора в проточной части, освобождая пространство перед и за компрессором.

Поворотная и неподвижная части дополнительного корпуса компрессора могут быть выполнены в виде шаровых сегментов, что позволяет обеспечить поворот компрессора в проточной части.

На фиг.1 изображен продольный разрез установки на режимах взлета и посадки;

на фиг.2 - продольный разрез установки на крейсерских режимах (вид сбоку);

на фиг.3 - продольный разрез двухконтурного двигателя на крейсерских режимах (вид сверху).

Силовая установка для летательного аппарата содержит двухконтурный двигатель. Наружный контур двигателя выполнен прямоточным в виде кольцевого канала 1 и снабжен регулируемой заслонкой 2, установленной в канале 1 с возможностью перемещения вдоль продольной оси двигателя. Внутренний контур двигателя содержит последовательно расположенные входное устройство 3, установленный на валу 4 двухступенчатый осевой компрессор 5, камеру сгорания 6 и выходное устройство 7.

Устройство для привода компрессора 5 в данном случае выполнено в виде газотурбинного двигателя, размещенного вне корпуса 8 двухконтурного двигателя. Газотурбинный двигатель для привода компрессора 5 содержит воздушный канал (входное устройство) 9, сообщенный с входным устройством 3 и снабженный перемещаемой вдоль продольной оси двигателя заслонкой 10, компрессор 11, камеру сгорания 12, турбину 13, выходное устройство 14.

Газотурбинный двигатель для привода компрессора 5 соединен с валом 4 компрессора 5 кинематически: при помощи промежуточных валов 15, 16 и приводного вала 17, установленных друг относительно друга с возможностью отсоединения. Устройство отсоединения валов 15, 16 друг от друга содержит гидроцилиндр 18 управления зубчатой муфтой 19.

Компрессор 5 расположен в дополнительном корпусе, выполненном в виде расположенных друг в друге неподвижной и поворотной, соединенной с компрессором 5, частей 20, 21, выполненных в виде шаровых сегментов, причем неподвижная часть 20 корпуса компрессора 5 закреплена между внутренней стенкой наружного контура (кольцевого канала 1) и стенкой корпуса 8 внутреннего контура, а поворотная часть 21 имеет механизм поворота и установлена с возможностью одновременного поворота с компрессором 5 относительно продольной оси двигателя на угол от 80 до 100, преимущественно на 90.

Механизм поворота поворотной части 21 корпуса компрессора 5 включает в себя гидроцилиндр 22, зубчатую рейку 23, закрепленную на штоке гидроцилиндра 22, и шестерню 24 на валу 25.

Перед компрессором 5 расположен передний обтекатель 26, закрепленный на четырех передних подвижных стойках 27, соединенных неподвижно за одно целое с кольцом 28. Перемещение подвижных стоек 27 осуществляется гидроцилиндром 29, размещенным в обтекателе 30, опирающемся на четыре неподвижные стойки 31. Подвижные стойки 27 переднего обтекателя 26 имеют управляемые регулируемые закрылки 32.

За компрессором 5 расположен задний обтекатель 33, закрепленный на четырех задних подвижных стойках 34 и кольцом 35, охватывающим стойки 34. Перемещение подвижных стоек 34 производится гидроцилиндром 36, размещенным в корпусе 37, опирающемся на неподвижные стойки 38.

Передние подвижные стойки 27, имеющие управляемые регулируемые закрылки 32, вместе с передним обтекателем 26 и кольцом 28, а также задние подвижные стойки 34 с обтекателем 33 и кольцом 35 имеют возможность перемещаться вдоль стенки корпуса 8 внутреннего контура, обеспечивая свободное пространство перед и за компрессором 5, и, таким образом, дают компрессору возможность развернуться на угол от 80 до 100, например на угол 90, т.е. занять флюгерное положение относительно потока воздуха и тем самым значительно уменьшить внутреннее гидравлическое сопротивление в проточной части двигателя (см. фиг.3).

Работает силовая установка следующим образом.

На взлетном режиме (см. фиг.1, 2) обтекатель 26 со стойками 27 находится в крайнем правом положении, приводной вал 17 соединен с валом 4 компрессора 5. Обтекатель 33 со стойками 34 находится в крайнем левом положении. Обтекатель 33 примыкает к корпусу компрессора 5. Валы 15, 16, 17 через кинематическую связь соединены с валом 4 компрессора 5. Закрылки 32 на стойках 27 обтекателя 26 находятся в убранном положении. Кольцевой канал 1 закрыт заслонкой 2. Воздушный канал 9 газотурбинного двигателя открыт полностью.

При запуске силовой установки газотурбинный двигатель, работающий по стандартной схеме, раскручивает компрессор 5 до взлетных оборотов. Воздух через входное устройство 3 поступает во внутренний контур, сжимается в компрессоре 5, поступает в камеру сгорания 6, куда через форсунки (не показаны) подается топливо. Газовоздушная смесь (смесь продуктов сгорания топлива и воздуха) разгоняется в выходном устройстве 7 - сверхзвуковом сопле и создает тягу, необходимую для взлета. Кольцевой канал 1 внешнего контура закрыт заслонкой 2.

При достижении необходимой скорости полета (около 2000 км/час) при помощи гидроцилиндра 40 заслонка 2 открывается и часть воздуха через кольцевой канал 1 подается в камеру сгорания 6, откуда газовоздушная смесь истекает через общее выходное устройство 7 - реактивное сопло.

Автоматически в гидроцилиндр 18 управления зубчатой муфтой 19 подается жидкость и зубчатая муфта 19 отсоединяет валы 15, 16.

Затем автоматически подается жидкость в гидроцилиндры 29, 36 управления подвижными стойками 27 обтекателя 26 и подвижными стойками 34 обтекателя 35 компрессора 5. Обтекатель 26 со стойками 27 и всеми механизмами (валы 15, 16, приводной вал 17, зубчатая муфта 19, гидроцилиндр 18), находящимися в них, перемещается в крайнее левое положение. Обтекатель 33 со стойками 34 перемещается в правое крайнее положение. Воздушный канал 9 газотурбинного двигателя частично перекрывается заслонкой 10 при помощи гидроцилиндра 39 на столько, чтобы он работал на малом газе, обеспечивая подачу топлива в камеру сгорания.

Затем при помощи гидроцилиндра 22 компрессор 5 поворачивается на 90, открывая свободный проход воздуха в камеру сгорания 6. Внутренний контур двухконтурного двигателя становится прямоточным (см. фиг.3), и воздух попадает в камеру сгорания 6 по кольцевому каналу 1 внешнего контура и по внутреннему контуру, минуя компрессор 5.

Закрылки 32 на вертикальных стойках 27 обтекателя 26 выпускаются для улучшения условий обтекания воздухом повернутого на 90 компрессора и в таком положении находятся весь крейсерский полет.

При подлете к месту назначения уменьшается подача топлива в камеру сгорания 6 двухконтурного двигателя, компрессор 5 при помощи гидроцилиндра 22 поворачивается на 90, т.е. в исходное положение, убираются закрылки 32 на стойках 27, стойки 27 вместе с обтекателями 26 и стойки 34 вместе с обтекателями 33 возвращаются в исходное положение.

При достижении ими исходного положения муфта 19 автоматически соединяет промежуточные валы 15, 16, до конца открывается воздушных канал (входное устройство) 9 газотурбинного двигателя. В камеру сгорания 12 газотурбинного двигателя подается дополнительное топливо, компрессор 5 начинает работать, сжимая воздух, кольцевой канал 1 перекрывается, самолет заходит на посадку.