Способ защиты турбоэжекторного двигателя от помпажа



Способ защиты турбоэжекторного двигателя от помпажа
Способ защиты турбоэжекторного двигателя от помпажа

 


Владельцы патента RU 2424439:

Письменный Владимир Леонидович (RU)

Способ защиты турбоэжекторного двигателя от помпажа заключается в перепуске воздуха из средних ступеней компрессора. Перепуск осуществляется в канал низкого давления газового эжектора при закрытом входе в канал. При суммарной степени повышения давления в условиях взлета 3,5÷4,0 степени повышения давления в компрессоре до и после отбора воздуха предпочтительно равны. Перепуск предпочтительно осуществляется на скоростях полета менее двух чисел Маха. В канал низкого давления газового эжектора может подаваться топливо. Позволяет без ухудшения характеристик двигателя исключить выброс горячего газа на вход в компрессор. 3 з.п. ф-лы, 2 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.

В турбоэжекторном двигателе (ТРДЭ) существует вероятность попадания горячих газов на вход в компрессор (через канал низкого давления газового эжектора), что может привести к помпажу двигателя. Выброс газов происходит при запирании эжектора, когда размеры струи эжектирующего газа становятся равными размерам поперечного сечения камеры смешения (коэффициент эжекции m=0).

Целью изобретения является исключение возможности возникновения помпажа ТРДЭ по причине попадания горячих газов на вход в компрессор.

Известен воздушно-реактивный двигатель (свидетельство на полезную модель RU 22311, 2002 г.), в котором используется вентилятор, часть воздуха которого через канал низкого давления газового эжектора перепускается в камеру смешения.

Известен способ регулирования осевого компрессора перепуском воздуха из средних ступеней (Теория и расчет воздушно-реактивных двигателей./Под ред. С.М.Шляхтенко. М.: Машиностроение, 1987, рис.4.13, с.119). Перепуск воздуха (выпуск воздуха) осуществляется на пониженных частотах вращения ротора (запуск, малый газ). Способ позволяет повысить запасы устойчивости компрессора.

Поставленная цель достигается тем, что на скоростях полета менее двух чисел Маха воздух из средних ступеней компрессора перепускается в канал низкого давления газового эжектора, вход в который при этом закрывается.

Предпочтительно при суммарной степени повышения давления в условиях взлета 3,5÷4,0 степени повышения давления в компрессоре до и после отбора воздуха равны.

Предпочтительно перепуск осуществляется на скоростях полета менее двух чисел Маха.

Предпочтительно в канал низкого давления газового эжектора подается топливо.

Сущность изобретения состоит в том, что перепад полных давлений между каналами высокого и низкого давлений газового эжектора при перепуске воздуха уменьшается (при равенстве степеней повышения давления в компрессоре до и после отбора перепад давлений становится менее критического), что ведет к увеличению коэффициента эжекции (более чем в два раза) - исключает возможность запирания камеры смешения (выброс горячих газов).

На скоростях полета М>2 коэффициент эжекции в ТРДЭ становится более 10%, при котором запирание камеры смешения не происходит.

Для повышения тяги двигателя в канал низкого давления газового эжектора может быть подано дополнительное топливо. В этом случае горение топлива будет происходить с обеих сторон камеры сгорания.

На фиг.1 изображена схема ТРДЭ, иллюстрирующая способ защиты двигателя от помпажа.

На фиг.2 изображена характеристика газового эжектора в системе ТРДЭ.

ТРДЭ состоит из входного устройства 1, компрессора 2, канала низкого давления газового эжектора 3 (второй контур), заслонки 4, основной камеры сгорания 5, камеры смешения 6, турбины 7, выходного устройства 8. Степень повышения давления в компрессоре в условиях взлета составляет 3,5÷4,0 (Письменный В.Л. Концепция газотурбинного двигателя для гиперзвуковых скоростей полета. // Полет, 2009, №8, с.19-23).

Способ осуществляется следующим образом.

На скоростях полета М<2 заслонка 4 перекрывает вход в канал 3 и открывает доступ воздуха из средних ступеней компрессора в тот же канал 3 (фиг.1, верхний вид). При этом расход воздуха через канал 3 увеличивается. Увеличение расхода воздуха связано с ростом производительности первых ступеней компрессора, которая оказывается выше той, которую имел двигатель до момента открытия заслонки 4. Увеличение расхода воздуха через канал 3 ведет к увеличению коэффициента эжекции до 10% и более, при котором запирание камеры смешения не происходит.

Конечно, перепуск воздуха на максимальных частотах вращения ухудшает характеристики компрессора (переводит компрессор на нерасчетный режим работы), однако на характеристиках двигателя это практически не отражается до скоростей полета М≈2. Ухудшение характеристик компрессора компенсируется увеличением расхода воздуха и снижением потерь в камере смешения (скорости истечения газа из первого и второго контуров - дозвуковые).

На скоростях М>2 эффект компенсации исчезает, но при этом коэффициент эжекции ТРДЭ уже выше 10%, что исключает запирание камеры смешения. Заслонка 4 возвращается в исходное положение (фиг.1, нижний вид).

На фиг.2 изображена характеристика эжектора в системе ТРДЭ (πэж - степень повышения давления в эжекторе, πк - степень повышения давления в компрессоре, m - коэффициент эжекции). Здесь кривая г-г, соединяющая предельные точки линий πк=const, является линией критических режимов, кривая р-р - рабочей линией. Момент закрытия заслонки 4 отмечен на характеристике горизонтальной линией. Видно, что перепуск воздуха позволяет исключить режимы работы эжектора с низкими запасами устойчивости (штрихпунктирные линии).

Применение способа позволяет повысить безопасность полетов при использовании турбоэжекторных двигателей.

1. Способ защиты турбоэжекторного двигателя от помпажа, заключающийся в перепуске воздуха из средних ступеней компрессора, отличающийся тем, что перепуск осуществляется в канал низкого давления газового эжектора при закрытом входе в канал.

2. Способ защиты турбоэжекторного двигателя от помпажа по п.1, отличающийся тем, что при суммарной степени повышения давления в условиях взлета 3,5÷4,0 степени повышения давления в компрессоре до и после отбора воздуха равны.

3. Способ защиты турбоэжекторного двигателя от помпажа по п.1, отличающийся тем, что перепуск осуществляется на скоростях полета менее двух чисел Маха.

4. Способ защиты турбоэжекторного двигателя от помпажа по п.1, отличающийся тем, что в канал низкого давления газового эжектора подается топливо.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к области авиационного двигателестроения и может быть использовано в электронно-гидромеханических системах (САУ) автоматического управления ГТУ.

Изобретение относится к испытаниям авиационных газотурбинных двигателей (ГТД) и может найти применение в авиационной промышленности. .

Изобретение относится к области обеспечения надежности защиты компрессора газотурбинного двигателя при неустойчивой работе на режиме запуска. .

Изобретение относится к поточному каналу для компрессора, который расположен концентрично вокруг проходящей в осевом направлении оси машины и для направления в осевом направлении основного потока ограничен круглой в поперечном сечении ограничительной стенкой, при этом ограничительная стенка имеет множество распределенных по окружности проходов обратного потока, через которые ответвляемый из основного потока в месте отбора частичный поток направляется обратно в основной поток в лежащем по потоку выше места отбора месте ввода, и который содержит расположенные лучевидно в поточном канале перья лопаток лопаточного венца, при этом вершины перьев лопаток лежат противоположно ограничительной стенке с образованием зазора, при этом перья рабочих лопаток установлены с возможностью движения в заданном направлении вращения вдоль окружности ограничительной стенки, или ограничительная стенка установлена с возможностью движения в заданном направлении вращения относительно перьев направляющих лопаток лопаточного венца.

Изобретение относится к турбореактивным двигателям (ТРД) и газотурбинным двигателям (ГТД), а также газовым осевым компрессорам и паровым турбинам. .

Изобретение относится к газотурбинным установкам на базе конвертируемых авиационных двигателей для привода электрогенератора или для механического привода. .

Изобретение относится к газотурбинным установкам для механического привода или для привода электрогенератора, выполненного на базе конвертированного авиационного двигателя.

Изобретение относится к области авиационного двигателестроения и может быть использовано в электронно-гидромеханических системах (САУ) автоматического управления ГТД.

Изобретение относится к способам диагностики помпажа и может быть использовано в области газотурбинного двигателестроения в системах автоматизированного управления авиационными газотурбинными двигателями для выявления и предупреждения помпажа компрессора.

Изобретение относится к авиадвигателестроению. .

Изобретение относится к реактивным двигательным установкам и предназначено для применения при полетах летательных аппаратов, преимущественно скоростных самолетов в воздушном пространстве.

Изобретение относится к двигателестроению, а именно к газотурбинным ДВС, и может быть использовано в различных областях техники как первичный двигатель. .

Изобретение относится к способу и устройству для повышения давления газа, в частности воздуха, поставляемого компрессором на электростанции, с применением бустера.

Изобретение относится к воздушно-реактивным газотурбинным двигателям, преимущественно к двигателям эжекторного типа, и может быть использовано в авиадвигателестроении.

Изобретение относится к области машиностроения и может быть использовано в силовых установках, включая газотурбинные установки (ГТУ), и компрессорных установках (КУ), имеющих в своем составе двигатель внутреннего сгорания (ДВС), включая двигатель внутреннего сгорания газотурбинного типа (ГТД), компрессор, включая компрессор, входящий в состав двигателя, и теплообменник для охлаждения нагревающегося в процессе сжатия в компрессоре воздуха или газа.

Изобретение относится к области реактивных газотурбинных двигателей. .
Наверх