Силовая установка для самолета кввп - RU2108941C1
Код документа: RU2108941C1
Чертежи
Описание
Изобретение относится к области двигательных систем, и в частности, к двигательным системам коротко и вертикально взлетающих и приземляющих самолетов типа КВВП.
Эффективность авиационной силовой установки максимизируют, когда скорость выбрасываемых газов равна поступательной скорости самолета. Поэтому очевидно, что при взлете, посадке и зависании вертолет, который придает скорость большим массам воздуха с малым приращением, более эффективен, нежели реактивный самолет, который придает скорости малым массам воздуха с большим приращением. Однако, вертолет из-за большого диаметра несущего винта имеет ограниченную поступательную скорость полета, несомненно не более двухсот миль в час. Таким образом, большинство самолетов СКВП - компромиссны. Например, самолет А - 8А "Харриер" V/STOL использует турбовентиляторный двигатель для режимов зависания и крейсерского полета. Что касается вертолета, то большой вентилятор создает достаточную тягу для вертикального подъема во время зависания, но соответственно, его большая лобовая площадь увеличивает сопротивление самолета и ограничивает его максимальную скорость до лишь выше звуковой скорости.
В патенте США N 4474345 "Силовая установка с тандем-вентилятором с последовательным потоком для самолета КВВП" Р.Г.Масгроува, реактивный двигатель с небольшим вентилятором, который позволяет достигать сверхзвуковых режимов работы, преобразован для осуществления вертикального подъема. Вентилятор основного двигателя разделен на передний и задний вентиляторы, которые соединены между собой посредством общего ведущего вала. Вентиляторы установлены в центре в проходе внутри самолета, вдоль его продольной оси. При нормальном полете с несущим крылом (в дальнейшем "нормальный полет") вентиляторы работают последовательно, при этом выходящий из вентилятора поток смешивается с выбросом турбины и выходит через сопло, расположенное в хвостовой части самолета. В вертикальном режиме работы направляющая перегородка, размещенная вниз по потоку от переднего вентилятора, перемещается в позицию отвода выбрасываемых газов от переднего вентилятора вниз относительно продольной оси самолета, при этом одновременно открывается дополнительное входное отверстие для ввода воздуха к заднему вентилятору. В сопле установлена задняя направляющая перегородка, которая также перемещается в позицию отвода вниз выбрасываемых из заднего вентилятора и рабочей камеры двигателя газов.
Таким образом, при вертикальном полете приводятся в действие направляющие перегородки, заставляющие выбросы из обоих вентиляторов и рабочей камеры двигателя направляться вниз спереди и сзади от центра тяжести самолета. Однако, двигатель с тандем-вентилятором имеет меньшую тягу в режиме работы при вертикальном взлете и посадке, чем при нормальном режиме полета. Тяга на крейсерском режиме выше, потому что воздушный поток проходит через оба вентилятора и таким образом в рабочую камеру двигателя поступает воздух, давление которого увеличивается до более высокого уровня как в вертикальном режиме, воздушный поток поступает в рабочую камеру двигателя, пройдя только через задний вентилятор. Следовательно, идея тандемного вентилятора не является эффективной разработкой для самолета СКВП.
В патенте США N 4797783 "Преобразуемый авиационный двигатель", Р.Е.Нейтцеля, раскрыта идея применения турбовентилятора для преобразования практически всей мощности, используемой вентилятором двигателя, в мощность вала для привода вертолетного несущего винта. Направляющие лопатки, расположенные с обеих сторон внешней части вентилятора двигателя, могут приводится в действие для блокирования потока воздуха, через вентиляторный канал, при этом позволяя потоку воздуха проходить в рабочую камеру двигателя. Зубчатое колесо, установленное на переднем торце вентиляторного вала, соединено с ведущим валом, который, в свою очередь, приводит несущий винт. Такая система обеспечивает максимальную эффективность во время взлета и посадки, а также во время нормального полета. Однако, если необходимо достигнуть большой скорости полета, то несущий винт должен составлен (идея X-крыла) или остановлен и сложен. Первое решение сильно ограничивает верхнюю скорость самолета, тогда как последнее вызывает серьезные проблемы с массой и требует сложной системы для складывания и хранения.
Таким образом, основная цель настоящего изобретения - создание силовой установки для самолета.
Другой основной целью настоящего изобретения является создание силовой установки для самолета КВВП.
Цель настоящего изобретения - создание силовой установки для сверхзвукового самолета КВВП.
Цель настоящего изобретения - создание силовой установки для самолета СКВП, имеющей улучшенную эффективность во всех режимах взлета, посадки и сверхзвукового полета.
Цель настоящего изобретения - создание силовой установки для самолета СКВП, которая является очень эффективной при высоких скоростях и имеет достаточную тягу во время посадки и взлета.
Изобретение касается силовой установки для самолета СКВП. Детально изобретение касается турбовентиляторного двигателя, установленного внутри конструкции самолета, у которого передняя поверхность вентилятора соединена с впускным трубопроводом. Двигатель представляет собой тип двигателя со смешанным потоком, имеющего вентилятор, компрессор высокого давления, камеру сгорания, турбинную секцию и секцию выхлопного сопла. Турбинная секция включает в себя турбинный блок высокого давления, который приводит в действие секцию компрессора высокого давления, и турбинный блок низкого давления, который приводит в действие вентиляторную секцию. Внутренняя часть вентиляторной секции находится спереди секции компрессора высокого давления и таким образом, работает, как секция компрессора низкого давления. Так как вентиляторная секция соединена первым валом с турбинным блоком низкого давления, а компрессор высокого давления соединен с турбинным блоком высокого давления полым валом, установленным с возможностью вращения вокруг первого вала, то их часто называют каскадами.
Таким образом, в описываемом в дальнейшем турбовентиляторном двигателе его называют двухкаскадным двигателем. Кроме того, секция компрессора высокого давления, камера сгорания и турбинный блок вместе взятые называют активной зоной или рабочей камерой двигателя.
В двигателях такого типа выброс турбины создает существенную часть общей тяги и предпочтительно она имеет общую секцию вентилятора и выхлопного сопла турбины с выходом (смешанный поток) в хвостовой части самолета в режиме нормального полета. Секция выхлопного сопла предназначена для отключения выбрасываемого потока в горизонтальном направлении при нормальном полете или вертикально вниз при взлете и посадке и в промежуточные позиции между ними при переходе с горизонтального полета на вертикальный, и наоборот. Вертикально установленный узел нагнетательного вентилятора, имеющий ротор подъемного вентилятора, расположен спереди двигателя и соединен ведущим валом с передней частью вентилятора двигателя.
Муфта расположена на приводной оси между узлом подъемного вентилятора и двигателем для отсоединения ротора подъемного вентилятора от двигателя. Энергию для привода ротора подъемного вентилятора получают за счет увеличения площади выхлопного сопла в рабочей камере двигателя (площадь поперечного сечения на выходе из выхлопного сопла). Это позволяет отбирать большую мощность от выхлопа турбины во время работы КВВП. Избыточная энергия поглощается ротором подъемного вентилятора, который находится в "сцеплении" на протяжении взлета, посадки и перехода и от нормального полета. В этом случае рабочая точка двигателя изменяется, таким образом, большая часть мощности передается ротору подъемного вентилятора, который более эффективен на таких низких скоростях. Узел выпускного канала подъемного вентилятора оборудован векторной системой для отклонения тяги от вертикального направления во время вертикального полета, в направлении установления курса назад при переходе к нормальному полету и от него. После перехода к горизонтальному полету рабочая точка двигателя возвращается к его нормальному режиму работы крейсерского полета, который наиболее эффективен при высоких скоростях.
Для регулирования мощности, отбираемой из секции турбины низкого давления, предусмотрен механизм для изменения площади поперечного сечения выхлопного сопла. В зависимости от конкретной конструкции турбовентилятора возможно потребуется добавить одну или несколько дополнительных турбин в секцию турбины низкого давления в целях отбора дополнительной мощности. Важно отметить, что только секция турбины низкого давления способна воспринять снижение противодавления, вызванное увеличением площади поперечного сечения на выходе из сопла, таким образом, турбинный блок высокого давления, приводящий в действие секцию компрессора высокого давления, способен воспринять лишь малое или вообще не способен воспринять уменьшение противодавления.
Если данный двигатель работает при нормальном полете, как турбовентиляторный двигатель со смешанным потоком, то на режимах вертикального полета его можно также применять, как двигатель с раздельным потоком путем запирания канала вентилятора множеством шторок, которые отклоняют выходящий из вентиляторной секции поток к поворотным узлам для регулирования сопл. Поворотные узлы для регулирования сопл состоят из пары трубопроводов, которые соединены с задним каналом вентилятора вентиляторной секции и проходят наружу от нее, оканчиваясь направленными вниз соплами с переменной площадью поперечного сечения. Клапаны, расположенные в трубопроводах, на стенке канала вентиляторной секции открываются, позволяя выходящему из вентилятора потоку проходить в каждый из поворотных узлов регулируемых сопл, которые управляются независимо от создания сил, для регулирования поворота.
Усилие для регулирования оси наклона самолета на вертикальных и переходных режимах полета достигается модуляцией тяги между узлом подъемного вентилятора и выхлопным патрубком турбины в рабочей камере двигателя. Это достигается отклоняемыми переменными направляющими лопатками, на выходе расположенными вверх по течению от ротора подъемного вентилятора, и секции выхлопного сопла с изменяемой площадью переменного сечения. Так как угол входных направляющих лопаток изменяется, то изменяется также и мощность для привода ротора подъемного вентилятора. Либо этот эффект достигается изменением площади поперечного сечения узла сопла, узла подъемного вентилятора.
Изменение тяги, создаваемой ротором подъемного вентилятора, требует, чтобы мощность, отбираемая турбинным блоком низкого давления, также соответственно изменялась. Это, конечно, можно достигнуть изменением площади поперечного сечения секции сопла на выходе. При модулировании тяги уровней между ротором подъемного вентилятора и выхлопным патрубком рабочей камеры двигателя устанавливается для регулирования шага, суммарная тяга остается практически неизменной.
Таким образом, для взлета ротор подъемного вентилятора "выходит в сцепление", и узел выхлопного сопла двигателя устанавливается для направления выхлопа, при этом вниз площадь поперечного сопла увеличивается, таким образом, дополнительная мощность отбирается от турбинного выброса секцией турбины низкого давления и передается вентиляторной секции и ротору подъемного вентилятора. Таким образом, отношение потока воздуха в вентиляторной секции к потоку воздуха в рабочей камере двигателя (обычно называемое отношение количества воздуха, проходящего через двигатель) будет значительно увеличиваться, в результате получают более высокое отношение удельной мощности к тяге.
После взлета секция выхлопного сопла возвращается обратно в положение, при котором выброс направляется вдоль продольной оси, причем это действие выполняется медленно во время набора самолетом скорости. Рабочая точка двигателя возвращается в свое нормальное положение, когда ротор вентилятора расцепляется из-за уменьшения площади поперечного сечения сопла. Действительные переходные точки, степень изменения площади поперечного сечения сопла, изменение угла отклонения сопла и т.д. будут изменяться в зависимости от конструкции конкретного самолета и применяемого двигателя.
На фиг. 1 изображена схематически самолет КВВП, включающий рассматриваемую силовую установку; на фиг.2 - вид в поперечном разрезе самолета, изображенного на фиг.1, в плоскости А-А, показывающий в частности, данную силовую установку; на фиг.3 - вид в увеличенном масштабе секции сопла силовой установки, изображенной на фиг.2; на фиг.4 изображен вид сзади силовой установки, представленной на фиг.1; на фиг.5 - вид в разрезе самолета, изображенного на фиг.1, в плоскости 5/5.
Изображенный на фиг.1 обычный самолет V/STOL (КВВП) типа, обозначенный в позиции 10, имеет продольную ось 11. Самолет 10 включает в себя фюзеляж 12 с носовой 14 и хвостовой 16 частями, крылья 18A и 18B, вертикальный стабилизатор 20 и горизонтальные стабилизаторы 22A и 22B. Другие признаки включают в себя кабину летчика 24, воздухозаборники двигателя 26A и 26B, которые соединяются, образуя входной канал двигателя 28. Силовая установка изображена в позиции 30 и включает в себя турбовентиляторный двигатель 31, имеющий воздухозаборник 32, соединенный с трубопроводом 28, и секцию 34 выхлопного сопла в хвостовой части 16. Турбовентиляторный двигатель 31 соединен с установленным вертикально узлом подъемного вентилятора 36 посредством ведущего вала 38. Кроме того, изображены узлы 40A и 40B регулирования сопл, которые соединены с двигателем 30 и выходят с обеих сторон фюзеляжа 12 на нижней поверхности консолей крыла 18A и 18B соответственно. Будет представлено дополнительное объяснение функции узлов 40 для регулирования сопл.
На фиг. 2 представлен вид частично в разрезе самолета, изображенного на фиг. 1, в частности, показывающий силовую установку 30. Силовая установка 30 включает в себя турбовентиляторный двигатель 31 он является двухкаскадного типа со смешанным потоком, в котором потоки, выходящие из вентилятора и турбины, смешиваются в общем трубопроводе и выходят через общее сопло. Двигатель 31 содержит вентиляторную секцию 46, состоящую из вентиляторов 48A и 48B, размещенных внутри вентиляторного канала 50, образованного цилиндрической стенкой 51. Вентиляторы 48A и 48B установлены на вращающемся ведущем валу 52, а также на ведущем валу 38. Противоположный конец ведущего вала 52 соединен с турбинным блоком низкого давления 56 турбинной секции 58. Турбинный блок низкого давления 56, содержит две турбины 59 и 60. Однако, в отдельных случаях может быть необходима только одна или более чем две.
Вокруг ведущего вала 62 установлен с возможностью вращения полый ведущий вал 52, соединенный одним концом с секцией компрессора высокого давления 65, а противоположным концом - с турбинным блоком высокого давления турбинной секции 58 и содержит одну турбину 66. Камера сгорания 74 расположена между компрессором высокого давления 65 и турбиной высокого давления 66. Потоки, выходящие из вентиляторной секции 46 и турбинной секции 58, смешиваются внутри общего канала 75 и выходят через секцию 34 выхлопного сопла при нормальном режиме полета. Секция компрессора высокого давления 65, камера сгорания 74 и турбинная секция 58 обычно называются рабочей или активной зоной двигателя.
Секция 34 выхлопного сопла предназначена для отклонения выбрасываемого газа от горизонтального направления, сцентрированного с продольной осью 11 (фиг. 1) при нормальном полете до вертикального направления вниз (90o) при взлете и посадке. На фиг. 2 и 3, представляющей вид сзади самолета, изображенного на фиг.1, можно увидеть, что секция 34 сопла включает в себя множество прямоугольных телескопических секций 78A, 78B и 78C, установленных с возможностью вращения их концами вокруг точки поворота 79. Таким образом, когда сопло отводится, то оно имеет обычно прямоугольное сечение и при его выдвижении, показанном позицией 34, направляют поток воздуха под углом 90o вниз. Такие сопла известны в технике, и поэтому не требуют дальнейшего детального описания.
Выдвигающаяся и отводящаяся скользящая заслонка 80 размещена в нижней части сопловой секции 34. Когда телескопические секции 78A-C выдвигаются во время взлета и посадки, площадь поперечного сечения сопла можно изменить перемещением заслонки 80 внутрь или наружу, и таким образом изменяется противодавление внутри части общего канала трубопровода 50. Поскольку поток является дозвуковым внутри общего канала 75, то мощность отбирается от выхлопа на рабочей камере двигателя турбинным блоком низкого давления 56, является функцией перепада давления и изменения температуры через турбинный блок низкого давления 56. Кроме того, давление и температура продуктов сгорания, выбрасываемых из камеры сгорания 74, проходящих через турбину высокого давления 66 и выходящих в турбинный блок низкого давления 56, являются постоянными для установки мощности конкретного двигателя, таким образом отбираемая мощность возрастает, когда давление в трубопроводе 75 уменьшается. Уменьшение противодавления оказывает очень малый эффект или совсем не оказывает эффект на работу турбины высокого давления 68 и следовательно, не влияет на работу компрессорной секции 65. Дополнительная мощность, отбираемая от турбинного выброса турбинным блоком низкого давления 56, передается секции нагнетательного вентилятора 36.
Из фиг.1 и 2 можно увидеть, что узел 36 подъемного вентилятора 36 содержит вертикальный трубопровод 90, который проходит от верхней части 92 самолета и имеет вход 93, закрытый подвижными шторами 94, и выход 96 в нижней части 97 самолета, закрытый шторами 98. Шторки 94 и 98 могут перемещаться из полностью отведенных положений, указанных в позициях 94A и 98A, во время нормального полета, в полностью открытые положения, указанные в позициях 94B и 98B, во время режимов взлета и посадки.
Внутри трубопровода 90 установлено устройство коробки передач трансмиссии 102, соединенное одним концом с ротором подъемного вентилятора 106 и другим концом с валом через муфту 108. Ряд поворотных входных направляющих лопаток 109 установлен наверху ротора подъемного вентилятора 106, которые используют для регулирования отбираемой от него мощности. Таким образом, когда муфта 108 находится в зацеплении, любая дополнительная мощность, отбираемая от двигателя 31 турбинным блоком давления 56, передается ротору 106 подъемного вентилятора.
В вертикальном режиме работы двигатель 31 может работать в режиме цикла раздельного потока, при котором вентиляторная секция двигателя 46 направляет поток воздуха к соплам, расположенным в консолях крыльев 18A и 18B. Таким образом, образуется сила, реактивная управляющая поворотом. Кроме того, на фиг. 2 и 5 изображающих левый и правый узлы 40A и 40B соответственно, управление поворотом, можно увидеть, что выходящий из вентиляторной секции 46 поток может быть блокирован множеством шторок 112. Эти шторки 112, установленные на стенке 51 трубопровода 51, могут перемещаться внутрь для перекрытия потока из вентиляторной секции 46.
Левый и правый каналы 114A и 114B, соответственно, устройств управления поворотом соединены со стенкой трубопровода 51 вниз по течению от вентилятора 48B и проходят наружу от продольной оси 11 и оканчиваются, соответственно, соплами 116A и 116B, направленными вниз и имеющими переменную площадь поперечного сечения, левого и правого узлов задвижки 118A и 118B управления поворотом. Регулируют поток внутрь трубопроводов 114A и 114B, соответственно, тогда как сопла 116A и 116B регулируют скорость потока для управления поворотом.
Таким образом, режим вертикального и укороченного взлета начинается с запуска двигателя 30. Секцию 34 сопла регулируют так, что турбинный выброс направляется вниз, муфта 108 сцепления, шторки 94 и 98 находятся в полностью открытых положениях 94B и 98B. Шторки 112 раздвигаются, таким образом, поток воздуха из вентиляторной секции 46 отклоняется к узлам 40A и 40B, управления поворотом сопл регулирующие клапаны 118A и 118B открываются. Скользящую заслонку 80 регулируют таким образом, что рабочая точка двигателя смещается, таким образом, большая часть мощности отбирается турбинным блоком 56 (турбины 59 и 60) и передается вентиляторной секции 46 и узлу подъемного вентилятора 36, однако дополнительная мощность только поглощается ротором подъемного вентилятора 106. С увеличением мощности двигателя самолет набирает высоту на тяге от ротора подъемного вентилятора 106, вентиляторной секции 46, выходящий поток из которой направляется к поворотным управляющим соплам 116A и 116B, а турбинный выброс также отводится из секции 34 сопла.
Дополнительное преимущество от отключения потока из вентиляторной секции 46 заключается в том, что противодавление в общем трубопроводе 75 уменьшается еще больше, таким образом, этот признак можно использовать вместе со скользящей заслонкой 80 для регулирования мощности, отбираемой турбинным блоком низкого давления 56 турбинной секции 58. Действительно, в некоторых случаях можно модулировать шторки 112 и задвижки 118A и 118B для регулирования противодавления в общем трубопроводе 75, таким образом, исключается потребность в скользящей заслонке 80.
Угол наклона самолета регулируют посредством использования переменных входных направляющих лопаток 109, которые могут применяться для регулирования потока воздуха к ротору 106 подъемного вентилятора 106 и тем самым увеличивать или уменьшать производимую им тягу. Эти направляющие лопатки используются вместе со скользящей заслонкой 80, которая соответственно, регулирует мощность, отбираемую из турбинного блока низкого давления 56 так, чтобы выровнять мощность, потребляемую ротором 106 подъемного вентилятора 106.
При модулировании тяги, производимой ротором 106 подъемного вентилятора мощности, отбираемой от турбинного блока в рабочей камере двигателя, общая суммарная тяга, создаваемая узлом подъемного вентилятора и секций выхлопного сопла, остается практически неизменной.
После набора достаточной высоты телескопические секции 78A, 78B и 78C постепенно убираются, позволяя турбинному выбросу двигаться соосно с продольной осью 11 самолета, создавая тягу для полета. Шторки 98 на выходе из подъемного вентилятора также поворачиваются назад в частично закрытое положение, направляя тягу выброса назад. Эти шторки 98 и телескопические секции 78A-C устанавливаются для регулирования результирующей тяги при требуемом угле в функции скорости движения самолета вперед во время перехода к нормальному полету.
После достижения достаточного аэродинамического подъема для поддержания самолета на заданной высоте узел подъемного вентилятора выключается, шторки 94 и 98 подъемного вентилятора закрываются (в положениях, обозначенных в позициях 94A и 98A), шторки 112 убираются, задвижки 118A и 118B закрываются, телескопические секции 78A, 78B, 78C полностью складываются, а скользящая заслонка 80 устанавливается так, что рабочая точка двигателя возвращается в его положение режима крейсерского полета. При вертикальной и ускоренной посадке процедура повторяется в обратном порядке.
Хотя изобретение было описано на примере конкретной конструкции, однако, должно быть ясно, что данная конструкция показана просто для иллюстрации и что в объеме изобретения возможны варианты и модификации. Таким образом, изобретение ограничено только приложенной формулой изобретения.
Изобретение может найти применение в авиационной отрасли промышленности и в частности, в отраслях, относящихся к производству силовых авиационных установок.
Реферат
Использование: изобретение относится к области двигательных систем, в частности к силовым установкам самолетов КВВП. Сущность: силовая установка для самолетов КВВП содержит турбовентиляторный двигатель, включающий вентиляторную секцию, компрессорную секцию, камеру сгорания, турбинную секцию, состоящую из блоков низкого и высокого давления, и секцию сопла. Двигатель имеет выбираемую рабочую точку, при которой мощность, вырабатываемая турбиной низкого давления, отбирается для привода вентиляторной секции, подъемный вентилятор, муфту, предназначенную для разъемного соединения вентиляторной секции с подъемным вентилятором и для средства переключения выбираемой рабочей точки двигателя на вторую рабочую точку. 10 з.п.ф-лы, 5 ил.
