Трехконтурный турбоэжекторный двигатель

Трехконтурный турбоэжекторный двигатель содержит входное устройство, компрессор, основную камеру сгорания, турбину, газовый эжектор. Канал высокого давления эжектора с одной стороны соединен с компрессором через основную камеру сгорания, а с другой - с турбиной через камеру смешения. Канал низкого давления эжектора с одной стороны соединен с атмосферой через входное устройство, а с другой - с турбиной через камеру смешения, форсажную камеру, выходное устройство. Перед компрессором установлен вентилятор, часть воздуха которого из-за последней ступени перепускается в форсажную камеру через канал (третий контур), расположенный во внутренних полостях: компрессора, основной камеры сгорания, камеры смешения, турбины. При суммарной степени повышения давления в условиях взлета 3,5÷4,0 степень повышения давления в вентиляторе равна степени повышения давления в компрессоре. Перепуск воздуха позволяет повысить лобовую тягу и степень форсирования турбоэжекторного двигателя, а также улучшить его охлаждение. 1 з.п. ф-лы, 1 ил.

 

Изобретение относится к авиадвигателестроению.

Известен турбоэжекторный двигатель (Патент RU 2190772, МПК 7 F02C 3/32, 1999 г.), содержащий входное устройство, компрессор, основную камеру сгорания, турбину, газовый эжектор, канал высокого давления которого с одной стороны соединен с компрессором через основную камеру сгорания, а с другой - с турбиной через камеру смешения, канал низкого давления с одной стороны соединен с атмосферой через входное устройство, а с другой - с турбиной через камеру смешения, форсажную камеру сгорания, выходное устройство. Недостатками турбоэжекторных двигателей (ТРДЭ) являются: а) низкая степень форсирования на малых скоростях полета (отношение тяг на форсированном и нефорсированном режимах); б) значительные габариты. Причинами указанных недостатков являются: а) малое количество свободного воздуха, поступающего в форсажную камеру (коэффициент эжекции в условиях взлета менее 10%); б) неэффективное использование площади миделя, которая в ТРДЭ определяется габаритами турбины. В результате снижается лобовая тяга двигателей, увеличивается их удельная масса.

Целью изобретения является устранение указанных недостатков.

Известен двухконтурный турбореактивный двигатель (Заявка на изобретение № 312328 СССР, 1941), в котором используется вентилятор, установленный перед компрессором, часть воздуха которого из-за последней ступени через наружный канал (второй контур) перепускается либо в атмосферу, либо в форсажную камеру.

Поставленная цель достигается тем, что на входе в компрессор турбоэжекторного двигателя установлен вентилятор, часть воздуха которого из-за последней ступени перепускается в форсажную камеру через канал (третий контур), расположенный во внутренних полостях: компрессора, основной камеры сгорания, камеры смешения, турбины.

Сущность изобретения состоит в том, что перепуск воздуха в форсажную камеру (помимо газового тракта турбины) позволяет снять ограничение по расходу воздуха, которое накладывает турбина. В турбоэжекторном двигателе из условий прочности относительный диаметр втулки турбины нельзя делать менее 0,7. При этом относительный диаметр втулки компрессора (на входе) ~ 0,6, что значительно выше величины, определяемой условиями прочности компрессора . Перепуск воздуха позволяет использовать этот резерв - увеличить расход воздуха без увеличения миделя двигателя (за счет уменьшения относительного диаметра втулки вентилятора).

Суммарная степень повышения давления в ТРДЭ (из условий существования двигателя) в условиях взлета составляет 3,5÷4,0 (Письменный В.Л. Концепция газотурбинного двигателя для гиперзвуковых скоростей полета // Полет, 2009, № 8, с.19-23). При делении компрессора на вентилятор и компрессор необходимо сохранить это условие, а также выполнить условие, при котором давления горячего (наружный контур) и холодного (внутренний контур) газа за турбиной равны. Последнее соответствует равенству степеней повышения давления в вентиляторе и компрессоре.

На чертеже изображена схема трехконтурного турбоэжекторного двигателя (ТРДЭТ).

ТРДЭТ состоит из входного устройства 1, вентилятора 2, компрессора 3, наружного канала 4, внутреннего канала 5, основной камеры сгорания 6, газового эжектора с камерой смешения 7, турбины 8, форсажной камеры 9, выходного устройства 10. При этом канал высокого давления газового эжектора соединен с компрессором через основную камеру сгорания, а канал низкого давления - с атмосферой через входное устройство. Камера смешения 7 с одной стороны соединена с газовым эжектором, а с другой - с турбиной 8. Вентилятор 2, компрессор 3 и турбина 8 соединены полым валом. Степени повышения давления в вентиляторе и компрессоре равны двум.

Канал, проходящий через внутреннюю полость компрессора, образован двумя поверхностями: внутренней поверхностью корневых полок рабочих лопаток и наружной поверхностью барабана компрессора, которые образуются, если ножки лопаток делать удлиненными. В рабочем колесе турбины для прохода воздуха выполнены соответствующие отверстия.

Работа двигателя осуществляется следующим образом. Воздух из атмосферы через входное устройство 1 поступает в канал низкого давления 4 (второй контур) и в вентилятор 2. Сжатый в вентиляторе до заданного давления воздух непрерывным потоком направляется в компрессор 3 (первый контур) и канал 5 (третий контур).

Из компрессора сжатый воздух поступает в основную камеру сгорания 6, куда одновременно через форсунки подается топливо. Образующийся в результате сгорания газ поступает в канал высокого давления газового эжектора, заканчивающийся сужающимся соплом, и далее в камеру смешения 7. Скорость потока при истечении из сопла увеличивается, а статическое давление падает, что создает условия для эжекции воздуха из канала низкого давления 4 в камеру смешения 7. В камере смешения воздух и газ смешиваются, в результате чего на выходе из камеры устанавливается повышенное (по отношению к давлению воздуха во входном устройстве) полное давление газа. Из камеры смешения 7 газ поступает в турбину 8. Турбина приводит во вращение вентилятор 2 и компрессор 5. Из турбины газ поступает в форсажную камеру.

Воздух после попадания в канал 5 нагревается, охлаждая компрессор, камеру смешения и турбину. Из канала 5 воздух поступает в форсажную камеру, где смешивается с газом, поступающим из турбины.

В форсажной камере к газу подводится топливо в соответствии с количеством свободного воздуха. Количество этого топлива увеличивается пропорционально расходу воздуха, проходящему через канал 5, что определяет физическую сущность достигаемого положительного результата.

Из форсажной камеры газ поступает в выходное устройство, где ускоряется, создавая тягу двигателя.

Охлаждение турбины, кроме внешнего, за счет обтекания рабочего колеса воздухом третьего контура осуществляется воздухом (топливовоздушной смесью), проходящим через полый вал и радиальные каналы, выполненные в рабочем колесе и рабочих лопатках (Казанджан П.К., Тихонов Н.Д., Янко А.К. Теория авиационных двигателей. - М.: Машиностроение, 1983, с.187-197). Наличие двойного охлаждения (внешнего и внутреннего) создает условия, при которых топливовоздушная смесь в основной камере сгорания - стехиометрическая. В этих условиях форсирование тяги возможно только двумя путями: а) за счет увеличения коэффициента эжекции, величина которого ограничена (Письменный В.Л. Вопросы теории турбоэжекторных двигателей // Конверсия в машиностроении, 2006, № 4, с.9-15); б) за счет перепуска воздуха в форсажную камеру, что, собственно, и предлагается.

Количественно положительный эффект оценивается приращением расхода воздуха , где t - коэффициент трехконтурности (отношение расходов воздуха через третий и первый контура); m - коэффициент эжекции (отношение расходов воздуха через второй и первый контура); δохл - относительный расход охлаждающего воздуха (отношение расхода охлаждающего воздуха к расходу воздуха через первый контур). Степень форсирования тяги определяется как .

Для ТРДЭТ: . Соответственно , то есть перепуск воздуха в форсажную камеру позволяет повысить тягу ТРДЭ на 20-50%, что в полной мере относится и к лобовой тяге, так как габариты турбины не изменяются. Следствием повышения степени форсирования ТРДЭ также является снижение удельной массы двигателя как минимум на 10%.

Турбоэжекторные двигатели - новый тип газотурбинных двигателей, а ТРДЭТ - одно из направлений их развития. Конечной целью создания этих двигателей является построение сверх- и гиперзвуковых летательных аппаратов.

1. Трехконтурный турбоэжекторный двигатель, содержащий входное устройство, компрессор, основную камеру сгорания, турбину, газовый эжектор, канал высокого давления которого с одной стороны соединен с компрессором через основную камеру сгорания, а с другой - с турбиной через камеру смешения, канал низкого давления с одной стороны соединен с атмосферой через входное устройство, а с другой - с турбиной через камеру смешения, форсажную камеру, выходное устройство, отличающийся тем, что перед компрессором установлен вентилятор, часть воздуха которого из-за последней ступени перепускается в форсажную камеру через канал (третий контур), расположенный во внутренних полостях: компрессора, основной камеры сгорания, камеры смешения, турбины, а также тем, что при суммарной степени повышения давления в условиях взлета 3,5÷4,0 степень повышения давления в вентиляторе равна степени повышения давления в компрессоре.

2. Трехконтурный турбоэжекторный двигатель по п.1, отличающийся тем, что канал, расположенный во внутренней полости компрессора, образован двумя поверхностями: внутренней поверхностью корневых полок рабочих лопаток и наружной поверхностью барабана компрессора.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к авиационной технике, в частности к летательным аппаратам, имеющим на борту емкость для жидкости, предназначенной, например, для тушения пожаров.

Изобретение относится к авиадвигателестроению. .

Изобретение относится к авиационной технике, в частности к авиационному двигателестроению. .

Изобретение относится к газотурбинному двигателю с осью X, содержащему от входа к выходу компрессор высокого давления, ротор которого содержит выходной обтекатель (4), диффузор (3), продолженный сзади со стороны оси Х внутренним кожухом (5), расположенным радиально снаружи от указанного выходного обтекателя компрессора, камеру сгорания, расположенную радиально снаружи от указанного внутреннего кожуха диффузора, и турбину высокого давления, ротор которой соединен с выходным обтекателем компрессора при помощи соединительной муфты, при этом между внутренним кожухом диффузора и выходным обтекателем компрессора сформирована подкамерная полость, которая находится на выходе разгрузочного лабиринта (13), и в которой в направлении от входа к выходу циркулирует охлаждающий воздух.

Изобретение относится к газотурбинным двигателям авиационного и наземного применения и позволяет повысить надежность и экономичность двигателя за счет уменьшения потерь в тракте.

Изобретение относится к области машиностроения и может быть использовано в газоперекачивающих агрегатах, электростанциях и других энергетических системах, использующих в качестве привода исполнительного устройства газотурбинную установку.

Изобретение относится к газотурбинным двигателям, в частности к конструкциям газотурбинных двигателей с воздушным охлаждением осевых газовых турбин. .

Изобретение относится к области машиностроения и предназначено для использования в газоперекачивающих агрегатах, газотурбинных электростанциях и других энергетических системах, в которых используются газотурбинные установки в качестве привода

Изобретение относится к газотурбинным двигателям авиационного и наземного применения

Изобретение относится к авиадвигателестроению

Наверх