Турбореактивный двухконтурный двигатель с перераспределением энергии потока воздуха на входе



Турбореактивный двухконтурный двигатель с перераспределением энергии потока воздуха на входе
Турбореактивный двухконтурный двигатель с перераспределением энергии потока воздуха на входе
Турбореактивный двухконтурный двигатель с перераспределением энергии потока воздуха на входе
Турбореактивный двухконтурный двигатель с перераспределением энергии потока воздуха на входе
Турбореактивный двухконтурный двигатель с перераспределением энергии потока воздуха на входе

 


Владельцы патента RU 2447308:

Федеральное государственное унитарное предприятие "Летно-исследовательский институт имени М.М. Громова" (RU)

Турбореактивный двухконтурный двигатель с перераспределением энергии потока воздуха на входе содержит входное устройство, компрессоры низкого и высокого давлений, камеру сгорания, турбины низкого и высокого давлений, смеситель потоков контуров, сопло. На входе двигателя установлены два регулируемых по углу закрутки потока направляющих аппарата и камера для перераспределения энергии набегающего потока воздуха в радиальном направлении. Камера выполнена в виде канала цилиндрической формы и установлена между первым и вторым направляющими аппаратами. Второй направляющий аппарат установлен непосредственно перед входом компрессора низкого давления. Направляющие аппараты выполнены многолопастными, лопасти которых установлены радиально. Неподвижные части лопастей 1-го направляющего аппарата упираются одним концом в центральное тело, другим во внутреннюю поверхность канала камеры в ее передней части. Неподвижные части лопастей 2-го направляющего аппарата упираются одним концом в неподвижный кок компрессора низкого давления, другим во внутреннюю поверхность канала камеры в ее конце. Первый направляющий аппарат снабжен задними отклоняющими воздушный поток профилированными поворотными частями лопастей. Второй направляющий аппарат снабжен передними отклоняющими воздушный поток профилированными поворотными частями лопастей, связанных с соответствующими приводами и с неподвижными частями лопастей направляющих аппаратов посредством подвижных соединений. Привода включены в общую систему регулирования двигателем в зависимости от условий полета и режимов работы последнего. Изобретение направлено на увеличение тяговых характеристик турбореактивного двухконтурного двигателя на максимальном режиме работы, на обеспечение возможности оптимизации степени разделения набегающего потока воздуха по энергии при изменении скорости полета, режима работы двигателя, а также при запуске на земле и в полете. 5 ил.

 

Изобретение относится к области авиационной техники, в частности к турбореактивному двухконтурному двигателю (ТРДД) летательного аппарата, и может быть использовано в качестве силовой установки в других областях промышленности.

Известен способ кратковременного форсирования турбореактивного двигателя путем впрыска с помощью форсунок жидкости (воды) на его вход (Теория и расчет воздушно-реактивных двигателей / Под ред. С.М.Шляхтенко. М.: Машиностроение. 1987 г. Стр. 374…376).

Недостатком является значительный вес и расход воды для снижения температуры на входе в двигатель, что отрицательно сказывается на дальности и продолжительности полета самолета и может поэтому использоваться только на взлете.

Известен вихревой эффект (М.Е.Дейч. Техническая газодинамика. М.: Энергия. 1974 г., стр.460…470), применяемый для разделения на холодный и горячий потоки воздуха. Однако данный эффект применяется в основном в холодильных и теплоэнергетических установках и системах теплоснабжения.

Прототипом является турбореактивный двухконтурный двигатель с осевым компрессором (Схема прототипа. Ю.Н.Нечаев P.M.Федоров. Теория авиационных газотурбинных двигателей. Часть II. М.: Машиностроение. 1978 г. Стр.231. Рис.17.2.)

Прототип имеет существенные признаки: компрессоры низкого и высокого давлений, камера сгорания, турбины низкого и высокого давлений, смеситель для потоков контуров, сопло.

Недостатком является отсутствие на входе двигателя перераспределения энергии набегающего потока воздуха в радиальном направлении и обеспечения дополнительной оптимизации температуры и давления на входе в компрессор потока воздуха для увеличения тяговых характеристик турбореактивного двухконтурного двигателя на максимальном режиме работы, при изменении скорости полета (набегающего потока), а также при запуске на земле и в полете.

Технический результат, на достижение которого направлено изобретение, заключается:

- в увеличении тяговых характеристик турбореактивного двухконтурного двигателя на максимальном режиме работы;

- обеспечение возможности оптимизации степени разделения набегающего потока воздуха по энергии при изменении скорости полета, режима работы двигателя, а также при запуске на земле и в полете.

Для достижения этого технического результата в турбореактивный двухконтурный двигатель с перераспределением энергии потока воздуха на входе, содержащем компрессоры низкого и высокого давлений, камеру сгорания, турбины низкого и высокого давлений, смеситель потоков контуров, сопло, на вход устанавливают два регулируемых по углу закрутки потока воздуха направляющих аппарата (НА) и камеру для перераспределения энергии набегающего потока воздуха в радиальном направлении. Камера выполнена в виде канала цилиндрической формы, причем эта камера установлена между первым и вторым НА. Направляющие аппараты выполнены многолопастными, лопасти которых установлены радиально. Неподвижные части лопастей 1-го направляющего аппарата упираются одним концом в центральное тело, другим во внутреннюю поверхность канала камеры в ее передней части, а 2-го направляющего аппарата упираются одним концом в неподвижный кок компрессора низкого давления, другим во внутреннюю поверхность канала камеры в ее конце, причем первый НА снабжен задними отклоняющими воздушный поток профилированными поворотными частями лопастей, а второй НА снабжен передними отклоняющими воздушный поток профилированными поворотными частями лопастей, связанных с неподвижными частями лопастей направляющих аппаратов посредством подвижных соединений и с соответствующими приводами. При этом привода включены в общую систему регулирования двигателем в зависимости от условий полета и режимов работы последнего.

Второй НА установлен непосредственно перед входом в компрессор низкого давления.

Такое выполнение заявленного двигателя позволит увеличить тяговые характеристики двигателя на максимальном режиме работы при сохранении возможности оптимальной его работы во всем диапазоне эксплуатации.

Перечень фигур на чертежах

Изобретение поясняется чертежами, на которых:

на фиг.1 изображен турбореактивный двухконтурный двигатель с перераспределением энергии на входе (продольный разрез), где стрелками показаны направления течения «горячего» воздуха (Тг) и «холодного» (Тх);

на фиг.2 показан направляющий аппарат (НА), вид спереди фиг.1;

на фиг.3 - схема отклонения регулируемых лопастей 1-го и 2-го направляющих аппаратов для создания стационарного вихря, где V - направление потока воздуха, 1-РК - первое рабочее колесо компрессора низкого давления, U - направление его вращения;

на фиг.4 - кривая изменения температуры газа в сечениях по тракту двигателя;

на фиг.5 - кривая изменения давления газа в сечениях по тракту двигателя.

На фиг.4 и 5 ломаная н- а1- б1- в1- г- д3- е2- ж соответствует внутреннему контуру, н- а2- б2- в2- г- д3- е1- ж - внутреннему контуру при отсутствии стационарного вихря на входе, н- а3- в3- д2- е2- ж - наружному контуру, н- а2- в2- д1- е1- ж - наружному контуру при отсутствии стационарного вихря на входе.

Сведения, подтверждающие возможность осуществления изобретения

Турбореактивный двухконтурный двигатель с перераспределением энергии потока воздуха на входе содержит входное устройство, включающее в себя центральное тело - 1 с обечайкой - 17 и 1-й направляющий аппарат с передними неподвижными - 2 и задними отклоняющими воздушный поток профилированными поворотными частями лопастей - 18, а также приводом поворота - 3, 2-й направляющий аппарат с задними неподвижными - 5 и передними отклоняющими воздушный поток профилированными поворотными частями лопастей - 19, управляемых при помощи привода - 6, камеру для перераспределения энергии, выполненную в виде канала цилиндрической формы - 4, установленную между первым и вторым НА. 2-й направляющий аппарат по направлению потока воздуха устанавливается за камерой - 4, непосредственно на входе в компрессор низкого давления (КНД) - 7, имеющего неподвижный кок (центральное тело) - 20. Цилиндрический корпус - 8 разделяет каналы - 9 и - 10 соответственно наружного и внутреннего контуров. Внутри корпуса - 8 расположен компрессор высокого давления (КВД) - 11, камера сгорания 12, турбины низкого - 13 и высокого - 14 давлений, а снаружи располагается внешний контур двигателя в виде кольцевого канала. Выходное устройство содержит смеситель потоков газа контуров - 15 и сопло - 16, (см. фиг.1, 2).

Направляющие аппараты выполнены многолопастными, лопасти которых установлены радиально. Неподвижные части лопастей 1-го направляющего аппарата - 2 упираются одним концом в центральное тело - 1, а другим во внутреннюю поверхность канала камеры - 4 в ее передней части, а неподвижные лопасти 2-го направляющего аппарата - 5 упираются одним концом в неподвижный кок - 20, а другим во внутреннюю поверхность канала камеры - 4 в ее конце. Отклоняющие воздушный поток профилированные поворотные части лопастей - 18 и - 19 связаны с соответствующими приводами и с неподвижными частями лопастей направляющих аппаратов посредством подвижных соединений.

Существенными признаками, характеризующими изобретение и отличающимися от существенных признаков прототипа, является следующее.

1. Регулируемый по углу закрутки от 0 до mах 1-й НА для перевода набегающего потока воздуха из осевого направления во вращательное.

2. Камера для образования стационарного вихря и перераспределения энергии потока в радиальном направлении.

3. Регулируемый по углу закрутки от 0 до mах 2-й НА для перевода набегающего потока воздуха из вращательного направления в осевое оптимальное для работы 1-го рабочего колеса компрессора низкого давления.

4. Наличие системы регулирования 1-м и 2-м направляющими аппаратами в зависимости от условий полета и режимов работы двигателя.

4. Наличие системы регулирования 1-м и 2-м направляющими аппаратами в зависимости от условий полета и режимов работы двигателя.

Работа ТРДД.

На максимальном режиме работы поток воздуха, имеющий температуру Т*н и давление Р*н (условия взлета или полета), поступающий на вход двигателя через входное устройство, закручивается с помощью лопастей 1-го НА (см. фиг.1, 2), причем угол закрутки с помощью системы регулирования устанавливают таким образом, чтобы обеспечить максимально возможное для данных условий полета и режимов работы двигателя в камере 4 перераспределение полной энергии воздуха в радиальном направлении (так называемый вихревой эффект), а именно в периферийной области камеры температура и давление повышается на ΔТг, ΔРг и, соответственно, в приосевой области камеры они понижаются на ΔТх, ΔРх. Из камеры перераспределения энергии поток воздуха с помощью регулирования 2-го НА переводится из вращательного направления в осевое, оптимальное для работы 1-го рабочего колеса компрессора низкого давления (КНД) 7, (см. фиг.3). Дальнейший процесс сжатия воздуха, протекающий через компрессор низкого давления 7, сохраняет структуру потока по радиусу, поскольку линии потока параллельны оси двигателя. На выходе из КНД 7 периферийный («горячий») поток воздуха попадает в наружный контур 9, при этом его давление и температура составляют:

Р*наружн.=Р*н+ΔРг+ΔРкнд,

Т*наружн.=Т*н+ΔТг+ΔТкнд,

где:

Р*наружн - давление в наружном контуре - 9;

Р*н - давление набегающего потока;

ΔРг - величина повышения давления на выходе периферийной зоны камеры перераспределения энергии потока - 4;

ΔРкнд, ΔТкнд - повышение давления и температуры в компрессоре низкого давления - 7;

в то время как у прототипа эти параметры меньше на величину ΔТг, ΔРг.

Таким образом увеличение давления и температуры во внешнем контуре - 9 приведет к возрастанию этих параметров за смесителем - 15. При этом увеличится степень расширения газа в сопле - 16, что приведет к увеличению скорости истечения и в конечном счете к увеличению тяги такого двигателя. На выходе из КНД - 7 приосевой "холодный" поток воздуха попадает во внутренний контур - 10, где дополнительно сжимается с помощью компрессора высокого давления (КВД) - 11 до Рmax и далее в камере сгорания - 12, при указанном выше давлении, нагревается до температуры Тmax, ограниченной прочностными характеристиками лопаток турбины высокого давления - 14, (см. фиг.4 и 5). Работа цикла внутреннего контура увеличивается за счет возможности большей степени подогрева, т.е. подачи дополнительного топлива в камеру сгорания и увеличения степени повышения давления путем применения более напорного КВД - 11. На крейсерских режимах полета, когда не требуется форсирование двигателя, разделение входного потока по энергии носит промежуточный характер. При этом закрутка потока в камере может быть частичной либо отсутствовать. Эта возможность обеспечивается отклонением профилированных поворотных частей лопастей - 18 и - 19 1-го и 2-го направляющих аппаратов, синхронно поворачиваемых с помощью приводов - 3 и - 6 системы регулирования по углу закрутки от max до 0. На режимах запуска двигателя на земле и в полете (на режимах авторотации) 1-й и 2-й направляющие аппараты переводятся в положение отсутствия закрутки потока для обеспечения повышенного давления и температуры воздуха в камере сгорания для воспламенения топлива.

Турбореактивный двухконтурный двигатель с перераспределением энергии потока воздуха на входе, содержащем входное устройство, компрессоры низкого и высокого давлений, камеру сгорания, турбины низкого и высокого давлений, смеситель потоков контуров, сопло, отличающийся тем, что на его входе устанавливают два регулируемых по углу закрутки потока направляющих аппарата (НА) и камеру для перераспределения энергии набегающего потока воздуха в радиальном направлении, причем эта камера выполнена в виде канала цилиндрической формы и установлена между первым и вторым НА, второй НА установлен непосредственно перед входом компрессора низкого давления, направляющие аппараты выполнены многолопастными, лопасти которых установлены радиально, неподвижные части лопастей 1-го направляющего аппарата упираются одним концом в центральное тело, другим во внутреннюю поверхность канала камеры в ее передней части, а 2-го направляющего аппарата упираются одним концом в неподвижный кок компрессора низкого давления, другим во внутреннюю поверхность канала камеры в ее конце, причем 1-й НА снабжен задними отклоняющими воздушный поток профилированными поворотными частями лопастей, а 2-й НА снабжен передними отклоняющими воздушный поток профилированными поворотными частями лопастей, связанных с соответствующими приводами и с неподвижными частями лопастей направляющих аппаратов посредством подвижных соединений, при этом привода включены в общую систему регулирования двигателем в зависимости от условий полета и режимов работы последнего.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к области машиностроения и может быть использовано в качестве движителя различных летательных аппаратов. .

Изобретение относится к газотурбинным установкам для механического привода и для привода электрогенератора. .

Изобретение относится к газотурбинным установкам, выполненным на основе конвертированного авиационного двухконтурного двигателя. .

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

Изобретение относится к газотурбинным установкам, выполненным на базе конвертированного двухконтурного авиационного двигателя. .

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

Изобретение относится к области двигателестроения и может быть использовано преимущественно в малоразмерных двухконтурных газотурбинных двигателях. .

Изобретение относится к области авиадвигателестроения, в частности к двигателям для летательных аппаратов. .

Изобретение относится к разгрузочному устройству, предназначенному для отвода части первичного потока во вторичный поток в турбореактивном двигателе

Изобретение относится к области авиационного двигателестроения, в частности к снижению уровня инфракрасного излучения (ИКИ) турбореактивных двигателей (ТРД) в заднюю полусферу самолета

Изобретение относится к области компрессорных воздушно-реактивных двигателей, представляющих собой реактивный воздушный винт (пропеллер с реактивным приводом). Камеру сгорания топлива и сверхзвуковое реактивное сопло компрессорного воздушно-реактивного двигателя вращают на конце полой лопасти воздушного винта центробежного компрессора с окружной скоростью концов лопастей >300 м/с. Газ, вытекающий из камеры сгорания топлива в сверхзвуковое реактивное сопло, перед поступлением в сопло предварительно смешивают в камере смешения газов с атмосферным воздухом, имеющим степень сжатия >40. Смешивание вытекающего из камеры сгорания топлива газа с атмосферным воздухом примерно той же плотности увеличивает массу газа, поступающего в сопло, что повышает летный КПД сопла и, соответственно, повышает КПД двигателя. 2 ил.

Изобретение относится к газотурбинным двигателям и может быть применимо для сверхзвуковой военной авиации и гиперзвуковых самолетов. Водородный воздушно-реактивный двигатель содержит воздухозаборник, корпус, по меньшей мере, один компрессор, камеру сгорания с топливным коллектором, установленную за компрессором и соединенную с ним воздушным трактом, по меньшей мере, одну турбину и, по меньшей мере, один вал, соединяющий компрессор и турбину, реактивное сопло и систему подачи водорода к камере сгорания. Корпус камеры сгорания выполнен заодно с теплообменником кольцевой формы с входным и выходным коллекторами. Выходной коллектор соединен с топливным коллектором. Изобретение направлено на повышение энергетических возможностей газотурбинного двигателя, работающего на водороде, повышение степени сжатия компрессора, увеличение силы тяги двигателя и улучшение его удельных характеристик. 3 з.п. ф-лы, 2 ил.

Группа изобретений относится к боевой авиации, на борту которой устанавливается лазерное оружие. В способе работы авиационного газотурбинного двигателя, включающем процесс сжатия воздуха в компрессорах, подвод тепла в камере сгорания, расширение газового потока для получения сверхзвуковой скорости осуществляют через бинарную систему, состоящую из турбины низкого давления, лопатки которой выполнены в виде сопел Лаваля, и установленного за ней кольцевой неподвижной закритической расширяющейся части сопла Лаваля. В авиационном газотурбинном двигателе рабочие лопатки турбины низкого давления выполнены в виде сопел Лаваля, создающих на выходе турбины сверхзвуковой газовый поток с углом выхода, близким к 90 градусов. С минимальным зазором за турбиной низкого давления установлена неподвижная часть, за срезом которой расположен проточный оптический резонатор с зеркальной системой фокусировки и вывода лазерного луча на систему прицеливания. Достигается увеличение секундного расхода газа, выходящего из оптического резонатора, приводящего к увеличению мощности лазера и тяги двигателя, а также повышение надежности лазера. 2 н.п. ф-лы, 1 ил.

Изобретение относится к области авиации, в частности к конструкциям устройств управления шагом лопастей воздушного винта. Устройство подачи текучей среды (100) в гидравлический цилиндр управления ориентацией лопастей вентилятора турбовинтового двигателя с двойным воздушным винтом содержит дозатор текучей среды (120), жестко соединенный с ротором турбовинтового двигателя. Дозатор имеет цилиндрическую часть (121), содержащую две канавки циркуляции текучей среды (123), каждая из которых содержит выходное отверстие (125). Опора подвода текучей среды (110) жестко соединена с неподвижной частью турбовинтового двигателя. Опора содержит цилиндрическую часть (111) с двумя отдельными проходами (113), открытыми к трубам подвода текучей среды (44), каждый из которых радиально выходит в одну из канавок дозатора. Ванночка (130) жестко соединена с дозатором и содержит цилиндрическую часть (131) с двумя каналами (132). В каждый канал подается текучая среда через одно из выходных отверстий дозатора, причем каждый канал выходит к камере силового цилиндра управления. Достигается снижение габаритов механизма управления ориентацией лопастей. 2 н. и 8 з.п. ф-лы, 3 ил.

Лопасть (l1) предназначена для установки на втулке (12, 13) винта турбомашины таким образом, что пустое пространство (18, I8A, 18B) предусмотрено между основанием (14A) лопасти (14) и стороной втулки (12, 13), противолежащей основанию (14A). Лопасть (l1) содержит убирающиеся средства закрытия (16, 17), которые могут занимать выдвинутое положение, в котором убирающиеся средства закрытия закрывают пустое пространство (18, 18A, 18B), и убранное крайнее положение, в котором убирающиеся средства удерживаются за пределами пустого пространства. Винт содержит лопасти. Турбомашина содержит винт. Группа изобретений направлена на улучшение КПД. 3 н. и 10 з.п. ф-лы, 3 ил.

Разделитель потока газа, способный разделять поток газа на первый поток и второй поток, содержит переднюю кромку разделителя и устройство для предотвращения обледенения передней кромки. Устройство для предотвращения обледенения содержит, по меньшей мере, металлическую лопатку, которая находится в тепловом контакте с передней кромкой и проходит от передней кромки к заднему краю разделителя на некотором расстоянии от передней кромки для того, чтобы находиться в тепловом контакте с источником тепла (24), расположенным на некотором расстоянии от передней кромки. Изобретение направлено на создание простого экономичного и надежного решения проблемы обледенения переднего (входного) края разделителя газового потока. 2 н. и 13 з.п. ф-лы, 5 ил.
Наверх