Двухконтурный турбореактивный двигатель

 

Использование: в авиадвигателёстроении для двухконтурных турбореактивных двигателей. Сущность изобретения: в двухконтурном турбореактивном двигателе с камерой 10 сгорания и турбиной 11 а наружный контур перепускают газ из-за турбины низкого давления через перекрещивающиеся каналы и кольцевой диффузор 9 на периферию форсажной камеры 13, а воздух из наружного контура - к камере сгорания 13, установленной внутри кольцевого диффузора 9, Лопатки турбины 11 наружного контура устанавливают на диске без отверстия, что позволяет при сохранении запасов прочности повысить обороты ротора низкого давления, при этом вдоль стенок форсажной камеры 13 выпускают более холодный газ. 2 з.п. ф-лы, 1 ил.

..ги(з r:îíã .T(.ких

СОЦИА 1V< ГИ IF(.КИХ

Р(-СПУГ ЧИК (с1) F 02 К 3/00

ГОСУДАРСТВЕННОГ ПАТЕНТНОЕ

ВЕДОМСТВО СССР (ГОСПАТЕНТ СССР) ОПИСАНИЕ ИЗОБРЕТЕНИЯ

К АВТОРСКОМУ СВИДЕТЕЛЬСТВУ

00 .О

О !

Ф3

I (у (21) 1553144/06 (22) 07.08.72 (46) 15.04.93. Бюл, ¹ 14 (71) Научно-и роиэводственное объединение

"Сатурн" им, А.M.Ëþëüêè (72) А,В.Воронцов, Н,С.Дембо и А,M.Ëþëüêà (56) Патент Великобритании ¹ 1069033, кл.

F 1 J, 1966. (54) ДВУХКОНТУРНЫЙ ТУРБОРЕАКТИВНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ

Ф (57) Использование: в эвиадвигателестроении для двухконтурных турбореактивных двигателей, Сущность изобретения: в двухконтурном турбореактивном двигателе с каИзобретение относится к турбореактивным двигателям, предназначенным, главным образом, для самолетов-перехватчиков, Цель изобретения — снижение веса двигателя и повышение надежности охлаждения форсажной камеры.

Для осуществления этой цели эа турбиной низкого давления установлен переходник, в котором внутренний и наружный каналы перекрещиваются так, что полость эа турбйной низкого давления сообщена с наружным кольцевым каналом, а полость за компрессором низкого давления — с турбиной наружного контура.

Целесообразно для повышения надежности охлаждения переходника камеру наружного контура разместить между переходником и туроинои наружного контура, . Ж 1809145 А1 мерой 10 сгорания и турбиной 11 в наружный контур перепускают газ из-за турбины низкого давления через перекрещивающиеся каналы и кольцевой диффуэор 9 на периферию форсажной камеры 13, а воздух из наружного контура — к камере сгорания 13, установленной внутри кольцевого диффуэора 9, Лопатки турбины 11 наружного контура устанавливают на диске беэ отверстия, что позволяет при сохранении запасов прочности повысить обороты ротора низкого давления, при этом вдоль стенок форсажной камеры 13 выпускают более холодный гэз. 2 э.п. ф-лы, 1 ил.

Целесообразно также для перемещения длины двигателя наружный кольцевой канал после переходника выполнить в виде диффуэора, В результате осуществления предложенного устройства вес двигателя по материалам эскизного проекта уменьшен, несмотря на установку переходника, вес которого составляет 2-3 от веса двигателя.

Снижение веса достигнуто за счет повышения оборотов ротора низкого давления и повышения окружных скоростей до уровня, характерного для двухконтурных двигателей обычной схемы. Действительно, в результате перепуска газа иэ-за турбины низкого давления на периферию двигателя, турбина наружного контура может быть выполнена по общепринятой и наиболее благоприятной с точки зрения прочности схеме — ее рабочие лопатки устанавливаются на диске беэ отверстия, причем высота лопаток

1809145 значительно меньше суммарной высоты лопаток двухъярусной турбины.

В предлагаемой конструкции ни прочность лопаток, ни прочность диска не препятствуют существенному повышению оборотов ротора (до 40 ) по сравнению с оборотами двухъярусной турбины. Наибольшее повышение оборотов возможно при равенстве отметаемых площадей турбины . низкого давления и турбины наружного контура, Отметим, что величина максимальных оборотов ротора определяется, как правило, не предельными окружными скоростями компрессора, а прочность турбины. Поэтому повышение оборотов позволяет увеличить окружные скорости в лопатках сверхзвукового компрессора и этим сократить число его ступеней в 1,5-2,0 раза. Вес турбины низкого давления также снижается за счет уменьшения числа ее ступеней или за счет уменьшения среднего диаметра при одинаковых окружных скоростях, При оптимальных для этой схемы двигателя степени сжатия компрессора низкого давления и степени двухконтурности общее уменьшение числа ступеней ротора низкого давления составляет 5-7, что позволяет снизить вес двигателя до 25% и уменьшить его длину при сохранении положительных термодинамических особенностей схемы, Повышение надежности охлаждения форсажной камеры достигнуто за счет выпуска горячего газа из турбины наружного контура с температурой Т = 1500-1600 К не вдоль стенок форсажной камеры, а в виде горячего шнура по оси камеры, В кольцевое пространство между стенками и горячей струей выпускается относительно холодный газ — его температура без подмешивания воздуха из-эа компрессора ниже температуры газа за турбиной одноконтурных турбореактивных двигателей. При высоких скоростях полета (Mn > 3,0) температура пристеночного слоя равна или ниже температуры воздуха эа компрессором низкого давления, что позволяет увеличить предельную скорость полета. Ликвидация отбора

3-5 воздуха от компрессора на охлаждение камеры повышает эффективность дви- гателя.

Кроме того, при расположении горячей струи в центре камеры повышается надежность конструкции стабилизаторов и коллекторов, которые могут быть выполнены неохлажденными, т.к. их тяги не пронизывают зону повышенной температуры, Расположение камеры наружного контура непосредственно перед турбиной позволяет предельно упростить конструкцию переходника и этим повысить надежность двигателя, Суммарная длина камеры сгорания и турбина наружного контура близка к потребной длине диффузора, необходимого для организации процесса в периферийной части форсажной камеры, Поэтому использование кольцевого канала в качестве диффузора сокращает длину двигателя— турбина и камера располагаются в коке кольцевого диффузора, Торможение потока возможно начинать в каналах переходника, В предложенном двигателе уменьшен уровень шума по сравнению с двигателем10 прототипом, т,к. турбина и камера сгорания наружного контура отделены от стенок двигателя кольцевым газовым каналом, что является дополнительным положительным эффектом, При замене двухъярусной турбины двумя независимыми по среднему диаметру турбинами коэффициент полезного дейст20

55 ся компрессором низкого давления 1 и поступает частично в последовательно установленные компрессор высокого давления

4, камеру сгорания 5, турбину высокого давления 6 и турбину низкого давления 7, а частично — в наружный канал 3. Из турбины вия каждой из них может быть повышен, что также увеличивает эффективность двигате25 ля.

Предлагаемый двигатель в варианте с общей для обоих контуров форсажной камерой схематично изображен на чертеже.

Двигатель состоит из компрессора низкого давления 1, выход из которого соединен с внутренним и наружным каналами 2 и

3, Во внутреннем канале 2 последовательно установлены компрессор высокого давления 4, камера сгорания 5, турбина высокого

35 давления б, жестко связанная с компрессором 4, турбина низкого давления 7, жестко связанная с компрессором 1. На выходе из турбины 7 установлен переходник 8, в котором внутренний и наружный каналы 2 и 3

40 перекрещиваются, Полость за турбиной 7 сообщена с наружными кольцевым каналом

9, выполненным в виде диффузора, а полость за компрессором низкого давлением

1 — c камерой сгорания 10 и турбиной наруж45 ного контура 11 с поворотными сопловыми аппаратами 12. Выходы иэ турбины 11 и из кольцевого канала 9 соединены с форсажной камерой 13, тракт охлаждения которой

14 сообщен с кольцевым каналом 9. На вы50 ходе из форсажной камеры 13 установлено сопло 15 с регулируемым критическим сечением.

На форсажных режимах двигатель работает следующим образом, Воздух сжимает1809145

b б 7 8 УЛ7П

7 газ поступает через переходник 8 в наружный кольцевой канал 9 и далее в форсажную камеру 13 и в ее тракт охлаждения 14. Воздух из наружного канала 3 поступает через переходник 8 в камеру сгорания 10 и турби- 5 ну наружного контура 11 и далее - в форсажную камеру 13 и сопло.15, Механизм автоматического регулирования сопловых аппаратов 12 устанавливает их в положение, которое обеспечивает максимальную 10 тягу на каждом режиме полета и необходимый запас устойчивости компрессора низкого давления 1. С увеличением скорости полета температура газа в камере 5 постепенно уменьшается, а доля мощности тур- 15 бины 11 — увеличивается при незначительном уменьшении тяги, На бесфорсажных режимах с включенной камерой сгорания наружного контура

10 сопловые аппараты 12 устанавливаются 20 в зависимости от температуры в камере 10 в положение, которое обеспечивает режим работы компрессора низкого давления 1, подобный режим при включенном форсаже.

Расход воздуха через двигатель при нали- 25 чии камеры 10 не изменяется, à сф ранение оборотов компрессора низкого давления обеспечивается за счет роста степени расширения газа в т фбинах 7 и 10 при увеличении площади критического сечения сопла 16. 30

На бесфорсажных режимах с выключенной камерой 10 сопловые аппараты 12 и критическое сечение сопла 16 устанавливаются в фиксированное положение в зависимости от температуры торможения 35 набегающего воздуха. Дросселирование двигателя осуществляют уменьшением под- . ачи топлива в камеру сгорания 5, Обороты роторов высокого и низкого давления и положение рабочей точки на характеристике 40 компрессора низкого давления 1 определяется однозначно для каждой температуры газа в камере 5, Положение сопловых аппаратов и сопла выбирается, исходя из требований минимального удельного расхода топлива на каждом режиме и обеспечения необходимых запасов устойчивости компрессора 1. При этих режимах турбина наружного контура 11 работает как воздушная турбина. Подвод мощности от этой турбины на вал компрессора 1 частично компенсирует падение экономичности из-за расширения газа на турбине 11, Восстановление экономичности до уровня двухконтурных двигателей производится эа счет вйбора более высокой суммарной степени сжатия компрессоров. Этот способ невозможен в обычном двухконтурном двигателе для скоростного самолета, т.к, там недопустимо уменьшать температуру газа перед турбиной с ростом скорости полета, Формула изобретения

1. Двухконтурный турбореактивный двигатель, содержащий компрессор низкого давления, внутренний газотурбинный контур с турбиной низкого давления привода компрессора, кинематически соединенной с размещенной за камерой сгорания турбиной наружного контура, форсажную камеру и реактивное сопло, о л и ч а ю щ и йс я тем, что, с целью повышения надежности и уменьшения веса двигателя, между турбинамиустановлен переходник, сообщающий полость за турбиной низкого давления с ..кольцевым каналом на входе форсажной камеры, расположенным по периферии турбины наружного контура.

2,Двигатель поп. 1, от л и ч а ю щ и йс я тем. что.камера сгорания размещена за переходником.

3. Двигатель по пп..1 и 2, о т л и ч а юшийся тем, что кольцевой канал выполнен диффузорным,