Двухконтурный турбореактивный двигатель

 

СОЮЗ СОВЕТСКИХ

СОЦИАЛИСТИЧЕСКИХ

РЕСПУБЛИК

»5U 1809147 А1 (51)л F 02 К 3/02

ГОСУДАРСТВЕННОЕ ПАТЕНТНОЕ

ВЕДОМСТВО СССР (ГОСПАТЕНТ СССР)

",". 1„ ".,"«,ô -,Яфу1 ., :; ГЯ»,;,;. „.,, ... „, F .»,.„:;" -," „-, К АВТОРСКОМУ СВИДЕТЕЛЬСТВУ

Щф дз

Я 5 $ l7 У

О

43 фь

1 (21) 1561762/06 (22) 13.03.73 (46) 15.04.93. Бюл. 14 (71) Научно-производственное объединение

"Сатурн" им. А,М.Люльки (72) Н,С.Дембо (56) Авторское свидетельство СССР.

M 72500, кл. F 02 К 3/00, 1972, (54) ДВУХКОНТУРНЫЙ ТУРБОРЕАКТИВН ЫЙ ДВ ИГАТЕЛ Ъ (57) Использование: в двухконтурных турбо-. реактивных двигателях. Сущность изобретения: в наружном контуре перед турбиной последовательно установлены дополнительные компрессор 12, камера сгорания 13 и турбина 14 высокого давления, кинематически соединенная с компрессором 12, На форсажных режимах часть воздуха поступает через полые стойки 9 в дополнительный компрессор 12, затем в камеру 13, турбины

14, 15 и далее — в фораажную камеру 11, При этом лопатки сопловых аппаратов 16 турбины 15 устанавливаются в положение, при котором обороты компрессора 12 обеспечивают максимальную тягу, На бесфорсажных крейсерных режимах камера 13 сгорания выключается, компрессор 12 выходит на режим авторотации, а сопловые аппараты 16 и регулируемое сопло 17 устанавливают в положение, обеспечивающее минимальный удельный расход топлива, 1 ил.

1809147

Изобретение относится к двухконтурным турбореактивным двигателям с турбиной в. наружном контуре, эксплуатирующихся, в основном, на крейсерских форсажных режимах, Цель изобретения — повышение экономичности двигателя на форсажных режимах.

Для осуществления этой цели в наружном контуре перед турбиной последовательно установлены дополнительные компрессор высокого давления, камера croра и турбина высокого давления, кинематически соединенная с компрессором.

При этом суммарная степень сжатия компрессора наружного контура, равная произведению степени сжатия компрессора низкого давления на степень сжатия дополнительного компрессора высокого давления,-значительно повышается, увеличивая эквивалентную степень сжатия двигателя, На взлетном режиме при степени двухконтурности m< = 0,75 одинаковой температуре перед турбинами высокого давления ео внутреннем и внешнем контурах Т *=

1650 К и оптимальной степени сжатия внутреннего контура лк = 25 повышение степени сжатия компрессора наружного контура с 5 до 15 приводит к повышению экономичности и удельной тяги примерно на 3%, а при повышении степени сжатия с 5 до 25— на 5%, При этом сохраняется основное термодинамическое преимущество схемы — возможность перераспределения мощности, между кинематически связанными турбинами низкого давления внутреннего и наружного контуров, которое позволяет на высокой скорости полета уменьшать температуру в камере сгорания внутреннего кон° тура, а также обеспечить высокую экономичность при полете на крейсерских бесфорсажных режимах. . Для повышения запаса устойчивости компрессора низкого давления при высокой скорости полета целесообразно увеличить на этих режимах пропускную способность компрессора высокого давления наружного . контура путем его раскрутки. Для этого с ростом скорости полета увеличивают.проходную площадь соплового аппарата, установленного за турбиной высокого давления наружного контура.

Для того, чтобы температура за компрессором высокого давления наружного контура после его раскрутки не ограничивала охлаждение турбины, полезно назначить на взлетном режиме суммарную степень

5

40 сжатия в наружном контуре ниже. чем во внутреннем.

При установке во внутреннем контуре компрессора среднего давления возможно полностью унифицировать газогенераторы (компрессор высокого давления, камеру сгорания и турбину высокого давления) для внутреннего и наружного контуров.

Длина двигателя от установки турбокомпрессора в наружном контуре увеличится незначительно, т.к. предполагается разместить его в коке, образованном внутренней обечайкой кольцевого диффузора форсажной камеры.

Предлагаемая схема может быть реализована и в двигателе с раздельными контурами и регулируемым соплом наружного контура. При необходимости дополнительно улучшить экономичность на бесфорсажных режимах полость за компрессором низкого давления может быть сообщена дополнительным, каналом с регулируемой заслонкой с полостью перед реактивным соплом, Недостатками предполагаемого изобретения являются увеличение веса двигателя и некоторое (на 1-2%) ухудшение экономичности на крейсерских дозвуковых бесфорсажных режимах, т,к, сопротивление авторотирующего турбокомпрессора выше сопротивления выключенной камеры сгорания в двигателе-прототипе.

Поэтому предлагаемый двигатель имеет преимущества на летательных аппаратах, где вес двигателя существенно меньше веса топлива в баках и где полет производится, в основном, на режимах форсажа и частично на крейсерских бесфорсажных режимах, 3ти особенности характерны для сверхзвуковых пассажирских и военно-транспортных самолетов.

Предлагаемый двигатель схематично изображен на чертеже, Двигатель состоит из компрессора низкого давления 1, выход — из-которого соединен с внутренним и наружным каналами 2 и

Во внутреннем канале 2 установлен газотурбинный контур — компрессор среднего давления 4, соединенный с компрессором 1, компрессор высокого давления 5, камера сгорания 6, турбина высокого давления 7, кинематически соединенная с компрессором 5 и турбина низкого давления, кинематически соединенная с компрессором 1. На выходе из турбины 8 установлен переходник 9, в котором внутренний и наружный каналы 2 и 3 перекрещиваются так; что по- лость за турбиной низкого давления 8 сооб1809147

Составитель Н.Дембо

Редактор B,Tðóá÷åíêî Техред M.Ìîðãåíòàë Корректор А Мотыль Заказ 1272 Тираж Подписное

ВНИИПИ Государственного комитета по изобретениям и открытиям при ГКНТ СССР

113035, Москва, Ж-35, Раушская нэб., 4/5

Производственно-издательский комбинат "Патент", r. Ужгород, ул.Гагарина, 101 щена с кольцевым каналом 10 нэ входе форсажной камеры 11, Полость за компрессором 1 наружным каналом 3 через переходник 9 сообщена с входом в дополнительный компрессор вы- 5 сокого давления 12, на выходе иэ которого последовательно установлены камера сгорания 13, турбина высокого давления 14, кинематически соединенная с компрессором 12 и турбина наружного контура 15 с 10 поворотным сопловым аппаратом 16. Турбина 15 кинематически соединена с компрессором 1 и турбиной 8. Выход из турбины

15 и из кольцевого канала 10 соединены с форсажной камерой 11, на выходе из кото- 15 рого установлено реактивное сопло 17 с регулируемым критическим сечением.

На форсажных режимах двигатель работает следующим образом, Воздух сжимается компрессором низко- 20 го давления 1 и поступает частично в последовательно установленные компрессоры 4 и

5, камеру сгорания 6, турбины 7 и 8 и далее между стойками переходника 9 в кольцевой канал 10 и далее в форса>кную камеру 11. 25

Часть воздуха по каналу наружного контура

3 поступает через полые стойки переходника в дополнительный компрессор 12 и далее в камеру 13, турбины 14 и 15 и далее — в форсажную камеру 11, Механизм автомати- 30 ческого регулирования сопловых аппаратов

16 турбины 15 устанавливает их в положение,которое изменяет обороты компрессора 12 и обеспечивает максимальную тягу на каждом режиме полета и необходимый эа- 35 пас устойчивости компрессора 1, С увеличением скорости полета температура газа в камере сгорания 6уменьшается по программе. обеспечивающей надежное охлаждение турбины 7. При этом возрастает доля мощности турбины 15 по отношению к мощности кинемэтически соединенной с ней турбины 8.

На бесфорсажных крейсерских режимах камера сгорания 13 выключается, компрессор 12 выходит на режим авторотации, а сопловые аппараты 16 и регулируемое сопло 17 устанавливаются в положение, обеспечивающее минимальный удельный расход топлива и потребный коэффициент запаса устойчивости компрессора 1, Дросселирование двигателя на этих режимах осуществляется уменьшением подачи топлива в камеру 6, Формула изобретенияДвухконтурный 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, причем между турбинами установлен переходник, сообщающий полость за турбиной низкого давления с кольцевым каналом на входе форсажной камеры, расположенным по периферии турбины наружного контура, при этом камера сгорания размещена за переходником, а кольцевой канал выполнен диффузорным, о т л и ч э ю шийся тем, что, с целью повышения экономичности на форсажных режимах, в наружном контуре перед турбиной расположен турбокомпрессор.