Турбовентиляторный двигатель с двойным обтеканием



Турбовентиляторный двигатель с двойным обтеканием
Турбовентиляторный двигатель с двойным обтеканием

 


Владельцы патента RU 2472961:

ДЖЕНЕРАЛ ЭЛЕКТРИК КОМПАНИ (э Нью Йорк Корпорейшн) (US)

Турбовентиляторный двигатель с изменяемым циклом содержит больший одноступенчатый первый вентилятор, первый и второй внешние контуры, первое и второе реактивные сопла. За большим одноступенчатым первым вентилятором непосредственно следует сообщающийся с ним по текучей среде меньший одноступенчатый второй вентилятор. Оба вентилятора независимо соединены с соответствующими турбинами. Первый внешний контур связан по текучей среде с вторым вентилятором и окружает внутренний контур двигателя, включающий в себя компрессор, камеру сгорания, турбину, соединенную с компрессором. Второй внешний контур окружает первый внешний контур и по текучей среде сообщается с первым вентилятором. Первое реактивное сопло выполнено с возможностью непосредственного сообщения по текучей среде и с внутренним контуром двигателя, и с первым внешним контуром. Второе реактивное сопло выполнено с возможностью сообщения по текучей среде с вторым внешним контуром. Первый внешний контур непосредственно связан с вторым вентилятором и обеспечивает выпуск потока первого внешнего контура через первое реактивное сопло, независимо и в параллельном течении со вторым реактивном соплом. Поток второго внешнего контура во втором внешнем контуре взаимодействует с инверсионными стойками направления потока и вследствие этого избирательно выпускается через второе сопло. Изобретение направлено на снижение уровня шума выхлопа, уменьшение веса и улучшение аэродинамических характеристик вентилятора. 9 з.п. ф-лы, 2 ил.

 

Изобретение относится к газотурбинным двигателям и, в частности, к двигателю с изменяемым циклом для энергоснабжения сверхзвуковых самолетов в полете.

Обычный авиационный турбовентиляторный газотурбинный двигатель содержит одноступенчатый вентилятор, вращаемый турбиной низкого давления (ТНД). За этим вентилятором следует многоступенчатый осевой компрессор, который обеспечивает значительное повышение давления воздуха, смешиваемого с топливом в камере сгорания, для выработки горячих газообразных продуктов сгорания. Энергия газообразных продуктов сгорания используется в турбине высокого давления (ТВД) и приводит в действие компрессор (напр., US 2846843, 1958; US 3296800, 1967 или US 4222233, 1980).

Вентилятор и компрессор соединены независимыми приводными валами, или каскадами, с соответствующими роторами ТНД и ТВД. Таким образом, нагрузочными линиями вентилятора и компрессора можно управлять независимо на разных этапах полета, включая взлет, набор высоты, крейсерский полет, заход на посадку и посадку на ВПП.

Турбовентиляторные двигатели выполняют в двух отличающихся друг от друга конфигурациях. Одна конфигурация включает в себя короткий тракт, или гондолу, вокруг вентилятора в конфигурации с большой степенью двухконтурности, с отдельными соплами вентилятора и двигателя для раздельного выпуска воздуха, выработанных собственно в двигателе.

Вторая конфигурация турбовентиляторного двигателя включает в себя длинный контур, или гондолу, вокруг вентилятора, проходящий к заднему концу двигателя в общем реактивном сопле, через которое выпускаются и воздух, подаваемый под давлением вентилятором, и газообразные продукты сгорания.

В обеих конфигурация либо короткий, либо длинный внешний контур окружает внутренний контур двигателя, чтобы перепускать или отклонять часть воздуха под высоким давлением от вентилятора по кругу от внутреннего контура двигателя, содержащего компрессор высокого давления, который имеет ограниченную пропускную способность по потоку.

В конфигурации с короткой гондолой вентиляторный внешний контур соответственно является коротким и оканчивается в независимом вентиляторном сопле.

В конфигурации с длинным контуром внешний контур проходит от вентилятора за ТНД и обычно обеспечивает соединение воздуха внешнего контура с отходящим потоком камеры сгорания перед выходом общего реактивного сопла.

Обычный турбовентиляторный авиационный двигатель и его два независимых ротора обычно выполнены для энергоснабжения самолета при полете на дозвуковых скоростях намного ниже М1.

Но для сверхзвуковых военных или гражданских летательных аппаратов размер, вес и сложность турбовентиляторного двигателя существенно повышаются для создания повышенной тяги, нужной для ускорения летательного аппарата до сверхзвуковой скорости выше М1 и для удерживания сверхзвуковой скорости во время длительного крейсерского полета. Сверхзвуковые служебные летательные аппараты (SSBJ) конструируются для длительных сверхзвуковых крейсерских полетов, и при этом для них требуется коммерчески выгодный кпд двигателя и установленные нормами приемлемые уровни выхлопного шума.

Шум сверхзвукового самолета представляет собой серьезную конструкторскую проблему с точки зрения соблюдения различных государственных постановлений по уровню шума, наиболее строгих для мест в непосредственной близости от аэропорта.

Соответственно в известном уровне техники предложены различные выполнения турбовентиляторных двигателей с изменяемым циклом, специально разработанные для энергоснабжения самолетов при сверхзвуковом полете. Размер, вес и сложность этих турбовентиляторных двигателей с изменяемым циклом значительно отличаются друг от друга, наряду с их аэродинамическим качеством и уровнем шума во время работы. Для достижения противоположных конструкторских целей в целях обеспечения высоких рабочих показателей нужно находить существенные компромиссы при конструировании разных компонентов двигателя сверхзвукового самолета.

Один из видов двигателя с изменяемым циклом (изменяемой двухконтурностью) включает в себя конструкцию FLADE - аббривиатура для термина «вентилятор на лопасти». FLADE представляет собой особый вид вентилятора с относительно крупными вентиляторными лопастями, имеющими радиально наружное концевое продолжение, ограничиваемое частично перекрывающим выполненным заодно бандажом. Аэродинамическая поверхность у конфигурации FLADE, или внешняя часть вентиляторной лопасти над бандажом, имеет особую конфигурацию аэродинамического профиля для эффективного повышения давления воздуха на концах лопасти - воздуха, который проходит далее по соответствующему кольцевому внешнему контуру, окружающему собственно двигатель. Этот обводной воздух у конфигурации FLADE затем можно использовать в различных видах специализированных реактивных сопел для снижения шума на нужных участках режима полета.

Серьезную проблему у конфигурации FLADE в турбовентиляторных двигателях представляет дополнительная центробежная сила, создаваемая во время работы, которую нужно нейтрализовать при помощи внутренней аэродинамической поверхности и опорного диска ротора. Внешняя аэродинамическая поверхность у FLADE и выполненный заодно внутренний бандаж создают значительные центробежные нагрузки во время работы вентилятора, и поэтому требуется более толстая внутренняя аэродинамическая поверхность и более крупный опорный диск ротора, чтобы удерживать эти центробежные нагрузки в приемлемых пределах напряжения для обеспечения дольшего срока службы вентилятора.

В свою очередь, более толстая аэродинамическая поверхность вентилятора снижает аэродинамическое качество и рабочие показатели аэродинамической поверхности, что соответственно уменьшает общий кпд двигателя.

Поэтому FLADE можно использовать в целях обеспечения воздуха высокого давления для акустических сопел, что позволит обеспечить более высокую создаваемую вентилятором степень сжатия в турбовентиляторном двигателе при уровнях шума, эквивалентных циклам больших двигателей с пониженной создаваемой вентилятором степенью сжатия. В выполнениях для дозвукового крейсерского режима имеющий конфигурацию FLADE турбовентиляторный двигатель с комбинированным потоком может продемонстрировать улучшение рабочих показателей по сравнению с имеющим конфигурацию FLADE двигателем с изменяемым циклом, но лишь незначительно лучшие рабочие показатели по сравнению с обычным турбовентиляторным двигателем с комбинированным потоком.

Имеющий FLADE двигатель может использовать преимущества увеличенной тяги на единицу воздушного потока в значительной степени за счет увеличения центробежных нагрузок со стороны предоставляемых FLADE аэродинамических поверхностей и за счет соответствующего увеличения веса двигателя для нейтрализации этих нагрузок, и также за счет ухудшения аэродинамической характеристики по причине более толстой опорной аэродинамической поверхности вентилятора под FLADE.

Помимо этого, введение FLADE в турбовентиляторный двигатель обычно сопровождается включением впускных направляющих лопаток (ВНЛ) перед снабженной FLADE вентиляторной ступенью и также выпускных направляющих лопаток после снабженной FLADE ступени. Эти направляющие лопатки используются для повышения аэродинамической эффективности, но для них требуется соответствующее удлинение двигателя и соответствующее увеличение веса и сложности.

Дилемма для конструктора при создании практичного сверхзвукового авиадвигателя заключается в соблюдении точного равновесия между аэродинамической конфигурацией, механической прочностью, шумом выхлопа, размером, весом и сложностью различных компонентов турбовентиляторного двигателя, которые обычно взаимосвязаны.

Соответственно необходимо обеспечить сверхзвуковой авиационный турбовентиляторный двигатель с улучшенными рабочими показателями, с повышенным кпд и с пониженным уровнем шума.

Сущность изобретения

Турбовентиляторный двигатель с изменяемым циклом (изменяемой двухконтурностью) содержит первый и второй вентиляторы, независимо соединенные с соответствующими турбинами. Первый внешний контур окружает собственно внутренний контур двигателя и сообщается по текучей среде со вторым вентилятором. Второй внешний контур окружает первый внешний контур и сообщается по текучей среде с первым вентилятором. Первое реактивное сопло соединено и с внутренним контуров двигателя, и с первым внешним контуром. Второе реактивное сопло соединено со вторым внешним контуром.

Изобретение в его предпочтительных и приводимых в качестве примера осуществлениях, наряду с прочими его объектами и преимуществами, более подробно излагается в приводимом ниже описании со ссылкой на прилагаемые чертежи, на которых показано:

Фиг.1 - осевое схематическое изображение сверхзвукового турбовентиляторного авиационного двигателя с изменяемым циклом;

Фиг.2 - выполненная по линии 2-2 горизонтальная проекция части двигателя, показываемого на фиг.1.

Подробное описание изобретения

На фиг.1 схематически показан турбовентиляторный газотурбинный двигатель 10 с изменяемым циклом для энергоснабжения самолета (не показан) в полете на скоростях от дозвуковых до сверхзвуковых свыше М1. Турбовентиляторный двигатель 10 выполнен осесимметричным по продольной, или геометрической, оси 12 и выполнен с возможностью его установки на крыле или в фюзеляже самолета, в зависимости от необходимости.

Двигатель 10 имеет первый вентилятор 14, второй вентилятор 16, компрессор 18 высокого давления, камеру сгорания 20, первую - или высокого давления - турбину (ТВД) 22, вторую - или промежуточного давления - турбину (ТПД) 24, третью - или низкого давления - турбину (ТНД) 26 и выходной тракт 28, расположенный в последовательном сообщении по текучей среде вдоль оси 12.

Наружный воздух 30 входит в двигатель через воздухозаборник, нагнетается вентиляторами и компрессором, воздух смешивается с топливом в камере сгорания 20 для выработки горячих газообразных продуктов сгорания 32. Энергия извлекается из газообразных продуктов сгорания в трех турбинах для приведения в действие вентиляторов и компрессора; при этом газообразные продукты сгорания выходят через выходной тракт 28.

Первый вентилятор 14 соединен с первым каскадом или приводным валом 34. Второй вентилятор 16 соединен со второй турбиной 24 вторым каскадом или приводным валом 36. Компрессор 18 соединен с первой турбиной 22 третьим каскадом или приводным валом 38, причем эти три приводные вала соосны и концентричны по отношению друг к другу.

Первый кольцевой кожух 40 окружает собственно внутренний контур двигателя, включающий в себя компрессор 18, камеру сгорания 20 и ТВД 22, и проходит в заднем направлении за вторую и третью турбины 24, 26. Второй кольцевой кожух 42 отстоит на интервал в радиальном направлении наружу от первого кожуха 40 и расположен концентрично с ним. Третий кольцевой кожух 44 отстоит на интервал в радиальном направлении наружу от второго кожуха 42 и расположен концентрично с ним.

Первый и второй кожухи 40, 42 образуют в радиальном направлении между собой кольцевой ближний, или первый, внешний контур 46, который соосно окружает внутренний контур собственно двигателя, содержащий компрессор 18, посредством текучей среды сообщающийся со вторым вентилятором 16, для получения от него части воздуха 30 высокого давления. Первый внешний контур 46 проходит в осевом направлении по длине от своего переднего впускного конца позади второго вентилятора 16, вокруг внутреннего контура двигателя, и оканчивается на своем заднем конце общим выходным трактом 28 с внутренним контуром двигателя, то есть обходит внутренний контур двигателя.

Второй и третий кожухи 42, 44 образуют в радиальном направлении между собой кольцевой внешний, или второй внешний, контур 48, который соосно проходит ко второму вентилятору 16 и внешнему контуру 46 и по текучей среде сообщается с радиально внешними концами первого вентилятора 14. Дальний внешний контур 48 проходит в осевом направлении по длине от своего впускного конца непосредственно позади первого вентилятора 14 к своему выпускному концу, расположенному в осевом направлении после собственно двигателя и третьей турбины 26 у заднего конца внешнего контура 46.

Два внешних контура 46, 48 размещены концентрично друг другу и проходят в конфигурации длинного контура от соответствующих вентиляторов по большей части осевой длины двигателя, обеспечивая обход внутреннего контура двигателя двумя концентричными потоками воздуха от двух вентиляторов.

В частности, первый вентилятор 14 имеет большой диаметр и проходит в радиальном направлении наружу параллельно радиусу второго вентилятора 16 меньшего диаметра и первого внешнего контура 46, расположенного непосредственно позади него, и также проходит в радиальном направлении наружу по радиусу впускного конца второго внешнего контура 48 и оканчивается в небольшом радиальном участке или зазоре непосредственно под внутренней поверхностью третьего кожуха 44, окружающего первый вентилятор.

Соответственно второй вентилятор 16 меньшего диаметра проходит в радиальном направлении наружу на впускном конце внутреннего контура двигателя, выходящего к компрессору 18, и впускном конце первого внешнего контура 46, и оканчивается в небольшом радиальном участке или зазоре внутри впускного конца окружающего второго кожуха 48.

Ряд неподвижных выпускных направляющих лопаток (OGV) 50 расположен соосно на впускном конце второго внешнего контура 48 в радиальном направлении от второго вентилятора 16 и с осевым совмещением к нему. Выпускные направляющие лопатки 50 имеют соответствующие аэродинамические конфигурации для развихрения воздуха 30 высокого давления, выходящего от радиальной, внешней концевой части первого вентилятора 14.

Первый вентилятор 14 имеет только одну ступень или ряд лопастей 52 ротора первого вентилятора, проходящий в радиальном направлении наружу от опорного первого диска 54 ротора. Второй вентилятор 16 предпочтительно представляет собой одиночную ступень или ряд лопастей 56 ротора небольшого второго вентилятора, проходящий в радиальном направлении наружу от опорного второго диска 58 ротора, и расположен в осевом направлении между лопастями 52 первого вентилятора и первым внешним контуром 46.

Первый диск 54 неразъемно соединен с первым валом 34, и второй диск 58 неразъемно соединен со вторым валом 36. Таким образом, за большим одноступенчатым первым вентилятором 14 непосредственно следует, в сообщении по текучей среде, меньший одноступенчатый второй вентилятор 16, и непосредственно соединен с соответствующими третьей и второй турбинами 26, 24 и приводится ими в движение.

Лопасти 52 первого вентилятора имеют соответствующие аэродинамические конфигурации по существу с вогнутыми сторонами нагнетания и по существу с выпуклыми противоположными сторонами всасывания, относительно ровными от хвостовой части до конца каждой лопасти, и отличаются отсутствием выполненных заодно концевых или срединных бандажей. Поэтому лопасти первого вентилятора могут быть относительно тонкими - для повышения аэродинамической характеристики вентиляторной ступени, при уменьшении центробежных нагрузок, которые должен выдерживать опорный диск 54 ротора.

Соответственно лопасти 56 меньшего второго вентилятора также имеют по существу вогнутые стороны нагнетания и по существу выпуклые противоположные стороны всасывания, относительно ровные от хвостовой части до конца лопасти. Лопасти 56 второго вентилятора имеют соответствующую конфигурацию аэродинамического профиля для повышения его аэродинамической эффективности, с соответственно тонкими сечениями для уменьшенного веса и со сниженными центробежными нагрузками, действующими на опорный диск 58. Лопасти 56 второго вентилятора, аналогично лопастям 52 первого вентилятора, отличаются отсутствием выполненных заодно концевых или срединных бандажей.

Поэтому отдельные лопасти 52, 56 вентилятора можно целесообразным образом сконструировать для обеспечения их максимальной аэродинамической характеристики, с одновременным уменьшением их веса и центробежных нагрузок, действующих на соответствующие диски 54, 58.

Компрессору 18 высокого давления можно согласно известному уровню техники придать конфигурацию, повышающую его аэродинамическую характеристику - типичную конфигурацию многоступенчатого осевого компрессора, включающего в себя несколько рядов лопаток статора, взаимодействующих с соответствующими рядами лопастей ротора компрессора, совместно соединенных с третьим валом 38 для осуществления их привода посредством ТВД 22.

ТВД 22 является одноступенчатой турбиной, содержащей сопло статора на выпускном конце кольцевой камеры сгорания 20, и один ряд лопастей ротора турбины, проходящий в радиальном направлении наружу от опорного диска ротора, который, в свою очередь, неразъемно соединен с третьим валом 38 для приведения компрессора в действие.

ТПД 24 также является одноступенчатой турбиной, имеющей соответствующее сопло статора, взаимодействующее с одним рядом лопастей ротора турбины, проходящим в радиальном направлении наружу от опорного диска ротора, который, в свою очередь, неразъемно соединен со вторым валом 36 для приведения в действие второго вентилятора 36.

ТНД 26 обычно содержит несколько ступеней с соответствующими соплами статора и взаимодействующими рядами лопастей ротора турбины, проходящими в радиальном направлении наружу от соответствующих дисков ротора, неразъемно соединенных с первым валом 34 для приведения в действие первого вентилятора 14.

Три концентричных приводных вала, или каскада, 34, 36, 38 соответствующим образом установлены в нескольких рамах, включая раму 60 вентилятора на переднем конце двигателя и заднюю раму 62 на заднем конце двигателя. Рамы кольцевые и имеют соответствующие конструкционные ступицы, в которых установлены различные подшипники для монтирования, с возможностью их вращения, трех валов в двигателе для концентричного и независимого вращения.

Кольцевая рама 60 вентилятора расположена в осевом направлении между вторым вентилятором 16 и компрессором 18 и имеет ряд стоек 64 вентилятора, проходящий в радиальном направлении наружу от центральной ступицы и через оба, первый и второй, внешние контуры 46, 48 у их впускных концов и непосредственно позади выпускных направляющих лопаток 50. Задняя рама 62 имеет соответствующий ряд стоек, которые проходят в радиальном направлении через передний конец выходного тракта 28, и на него опираются задние концы приводных валов.

Выпускной тракт 28 включает в себя основное, или первое, реактивное сопло 66, сообщающееся по текучей среде и с внутренним контуром двигателям, и с первым внешним контуром 46 для выпуска газов из него. Выпускной конец первого внешнего контура 46 по текучей среде сообщается с выходным трактом 28, в который от него входит обводной поток от вентилятора, который затем смешивается с газообразными продуктами сгорания, выходящими из третьей турбины 26.

Второй внешний контур 48 на своем выходе по текучей среде сообщается со вспомогательным, или вторым, реактивным соплом 68, которое предпочтительно концентрично с первым реактивным соплом 66. Обводной поток воздуха, проходящий по второму внешнему контуру 48, можно затем избирательно выпускать через второе сопло 68, в предпочтительном осуществлении, для снижения выхлопного шума от работы двигателя.

Первое и второе реактивные сопла 66, 68 могут иметь любую обычную конфигурацию, и согласно одному из осуществлений они в соответствии с известным уровнем техники выполнены с возможностью изменения площади при работе. Два сопла имеют соответствующие исполнительные механизмы, надлежащим образом подключенные к блоку 70 управления двигателем, представляющему собой цифровой компьютер, регулирующий их площадь исходящего потока сообразно требуемой эффективной работе двигателя в его рабочем цикле и в соответствии с диапазоном режимов полета самолета.

В приводимом в качестве примера варианте согласно фиг.1 второе реактивное сопло 68 расположено концентрично внутри первого реактивного сопла 66; и в других вариантах осуществления второе реактивное сопло можно расположить вне основного реактивного сопла 66.

Например, обычный центральный конус или вставку 72 можно соосно расположить внутри заднего конца реактивного сопла 28, образовав основное реактивное сопло 66. Вставку 72 можно выполнить с возможностью соответствующего осевого поступательного передвижения внутри выходного тракта 28, когда необходимо изменять площадь исходящего потока через основное сопло 66.

В типичном суживающемся-расширяющемся сверхзвуковом реактивном сопле вставка 72 может расширяться в направлении назад с увеличением диаметра до гребня максимального диаметра, образуя суживающийся контур, оканчивающийся в критическом сечении минимальной площади А8 потока внутри выходного тракта 28. Конус затем расширяется в направлении назад от гребня и уменьшается в диаметре, образуя расходящийся контур, оканчивающийся у основного сопла более крупной площадью А9 выходного потока.

Вспомогательное реактивное сопло 68 можно целесообразным образом выполнить на заднем конце основного сопла 66. Ряд полых стоек 74, направляющих поток, сообщается по текучей среде между выпускным концом второго внешнего контура 48 и передним, или впускным, конусом 72 реактивного сопла.

Стойки 74 обеспечивают соответствующие каналы для дальнего внешнего потока от дальнего контура 48 в радиальном направлении внутрь через задний конец ближнего контура 46 и через передний конец реактивного контура 28 в конус 72. Второе реактивное сопло 68 расположено внутри конуса 72 и по текучей среде сообщается со стойками 74 для избирательного выпуска, при необходимости, внешнего потока из конуса реактивного сопла.

В этой конфигурации второго реактивного сопла 68 кольцевой клапан можно установить внутри конуса с возможностью осевого поступательного передвижения в нем. Второе сопло 68 можно выполнить с возможностью его открытия, при необходимости, для выпуска внешнего потока высокого давления в основной поток выходящих газов из основного сопла 66 в целях уменьшения выхлопного шума.

Таким образом, второе сопло 68 выполнено как акустическое сопло для введения вентиляторного воздуха высокого давления в основной поток газов для смешивания с ним и снижения его скорости в целях шумопонижения. Второе сопло 68 выполнено с возможностью его частичного или полного закрытия, когда оно более не требуется для шумопонижения или регулирования рабочих показателей двигателя.

Работу сопел 66, 68 с изменяемой площадью можно дополнить введением внешнего инжектора 76 изменяемой площади (ВИИП) на заднем конце первого внешнего контура 46. ВИИП 76 может иметь любую конфигурацию по известному уровню техники, включая задвижки или кольцевые клапаны для регулирования выпуска внешнего потока из внешнего контура 46 в общий выходной тракт 28.

При этом блок 70 управления двигателем выполнен с возможностью регулирования и согласования работы изменяемых реактивных сопел 66, 68 и ВИИП 76 для улучшения рабочих показателей и кпд двигателя во время его рабочего цикла, включая независимое и одновременное регулирование нагрузочных линий первого и второго вентиляторов 14, 16, когда они повышают давление воздушного потока во время работы. Сюда также относятся и степень двухконтурности, и запасы по помпажу для двухконтурных вентиляторов.

В предпочтительном осуществлении согласно фиг.1 и 2 первый и второй вентиляторы 14, 16 имеют противоположные аэродинамические конфигурации у своих соответствующих вентиляторных лопастей 52, 56 в целях их противовращения при приводе от третьей и второй турбин 26, 24 соответственно. То есть соответствующие по существу вогнутые стороны нагнетания вентиляторных лопастей 52, 56 в круговом направлении обращены в противоположных направлениях для их противовращения, когда они приводятся в действие роторными лопастями соответствующих турбин 26, 24, также имеющими противоположные в круговом направлении аэродинамические конфигурации.

Противовращение двух ступеней вентиляторных лопастей 52, 56 улучшает аэродинамические характеристики и аэродинамическую эффективность, при этом устраняя необходимость во внешних ступенях и компонентах. Например, за большим одноступенчатым первым вентилятором 14 непосредственно следует, в сообщении по текучей среде, меньший одноступенчатый второй вентилятор 16, и они автономно соединены с их соответствующими турбинами 26, 24 для противовращения.

Ряд вентиляторных выпускных направляющих лопаток (OGV) 50 напрямую по текучей среде сообщается с радиально внешними концами первых вентиляторных лопастей 52 для снижения завихрения вентиляторного воздуха повышенного давления во внешнем контуре 48.

За выпускными направляющими лопатками 50 непосредственно следуют внешние части стоек 64 вентилятора и внешний контур 48, причем за вторыми вентиляторными лопастями 56 непосредственно следуют внутренние части тех же стоек во внешнем контуре 46.

Соответственно между двумя вентиляторами 14, 16 впускные направляющие лопатки не требуются, что позволяет в соответствующей мере уменьшить осевую длину двигателя, вес, упростить конструкцию, особенно путем исключения исполнительной системы для них.

Также соответствующие выпускные направляющие лопатки между вторым вентилятором 16 и вентиляторными стойками 64 можно исключить - с соответствующим уменьшением длины и веса двигателя, и при этом улучшить рабочие показатели.

Имеющий три вала двухконтурный турбовентиляторный двигатель с двойным обтеканием и с изменяемым циклом согласно фиг.1 можно использовать для обеспечения преимуществ, присущих двигателю с изменяемым циклом с конфигурацией FLADE без его механических усложнений и ограничений. Вместо использования бандажированной вентиляторной лопасти FLADE двигатель согласно фиг.1 содержит крупный или укрупненный вентилятор 14 первой ступени без выполненной заодно с ним конфигурации FLADE. Поэтому лопасти 52 первого вентилятора можно оптимизировать с точки зрения аэродинамической эффективности и прочности, и они могут иметь относительно тонкие поперечные сечения, и при этом опорный диск 54 ротора эффективно выдерживает центробежные нагрузки.

Меньший вентилятор 56 второй ступени также выполнен без конфигурации FLADE, и лопасти 56 второго вентилятора поэтому оптимизированы с точки зрения аэродинамической эффективности и прочности и имеют относительно тонкие поперечные сечения, и при этом опорный диск 58 эффективно выдерживает центробежные нагрузки.

Введение двойных внешних контуров 46, 48, взаимодействующих с двумя вентиляторными ступенями, имеет преимущества обычной конструкции FLADE, без дополнительных механических ограничений. Лопасти 52 большего вентилятора первой ступени повышают давление входящего воздуха 30, и его часть непосредственно направляется через выпускные направляющие лопасти 50 во внешний контур 48. Часть воздуха повышенного давления из первого вентилятора 14 непосредственно поступает к вентилятору 16 второй ступени.

Давление воздуха далее повышается на лопастях 56 второго вентилятора, и при этом его радиально внешняя часть направляется через ближний внешний контур 46, и относящаяся к ступице часть воздуха от вентилятора 16 второй ступени направляется во впуск компрессора 18 высокого давления.

Оба воздушных потока от концов лопастей двух вентиляторов 14, 16 обходят внутренний контур двигателя по двум внешним контурам 46, 48. Ближний внешний поток от ближнего контура 46 независимо выпускается в общий выходной тракт 28. Другой внешний поток в дальнем контуре 48 взаимодействует с инверсионными стойками 74 направления потока и вследствие этого избирательно выпускается через акустическое второе сопло 68, когда это нужно для понижения шума двигателя.

Не имеющий конфигурации FLADE двухконтурный турбовентиляторный двигатель с двойным обтеканием создает относительно низкое давление, низкотемпературный внешний поток, используемый для его подачи в имеющее обращенный профиль скорости акустическое сопло 68, или для любой другой соответствующей цели в двигателях с изменяемым циклом. Например, низкотемпературный дальний внешний поток можно использовать для охлаждения реактивного топлива или для обеспечения экрана в виде текучей среды вокруг реактивных выходящих газов.

Устранение FLADE из двигателя соответственно исключает ухудшение аэродинамики, обусловленное наличием более толстых аэродинамических профилей у FLADE конфигурации, устраняет ограничения по маршруту потока, утечку между ступенями и ограничения по скорости на концах лопасти, также связанные с конструкциями FLADE.

Не имеющие FLADE конфигурации две вентиляторные ступени поэтому можно оптимизировать в отношении конструкции аэродинамической поверхности, что соответственно позволяет уменьшить длину и вес двигателя.

Предусматривающая противовращение конфигурация не имеющего FLADE конфигурации турбовентилятора обеспечивает возможность исключения нескольких рядов статорных аэродинамических поверхностей в вентиляторных ступенях, в результате чего соответственно уменьшаются длина и вес двигателя. Противовращение можно также использовать для исключения сопла турбины между второй турбиной 24 и третьей турбиной 26, работающих с противовращением.

Кроме этого, больший первый вентилятор 14 подвергается воздействию со стороны собственной дроссельной площади или противодавления через дальний внешний контур 48, оканчивающийся в акустическом сопле 68, что соответственно обеспечивает возможность независимого управления нагрузочными линиями вентиляторов 14, 16 первой и второй ступеней. Внешний контур 46 непосредственно связан со вторым вентилятором 16 и независимо выпускает свой внешний поток через первое реактивное сопло 66 в параллельном течении со вторым реактивным соплом 68.

Независимое управление вентиляторными ступенями позволяет оптимизировать характеристики вентилятора в полете за счет соответствующего регулирования изменяемой площади в двух соплах 66, 68, при необходимости.

Комбинированные преимущества раскрываемого выше не имеющего конфигурации FLADE двухконтурного турбовентилятора могут значительно увеличить дальность сверхзвуковых транспортных или служебных реактивных самолетов по сравнению с обычными двигателями с изменяемым режимом, включая FLADE конструкции. Предварительный анализ цикла двигателя и аэродинамики показывает однопроцентное улучшение удельного расхода топлива описываемого выше двухконтурного турбовентиляторного двигателя с двойным обтеканием и возможность уменьшения веса в сотни фунтов по сравнению с обычным двигателем с изменяемым или адаптивным режимом с FLADE конфигурацией.

Поскольку двигатели с изменяемым циклом, выполненные именно для сверхзвуковых авиационных силовых установок, имеют различные выполнения, раскрываемую здесь двухконтурную не имеющую FLADE конструкцию с двойным обтеканием можно целесообразным образом модифицировать, чтобы дополнить двигатели с изменяемым циклом согласно известному уровню техники. Реактивные сопла в двигателях с изменяемым циклом имеют разнообразные конфигурации, которые можно целесообразно использовать с описываемыми выше независимыми внешними потоками из дальнего и ближнего внешних контуров, непосредственно соединенных с соответствующими вентиляторными ступенями.

Выше изложены осуществления изобретения, считающиеся предпочтительными и приводимые в качестве примера, но специалистам в данной области техники из излагаемого выше описания будут очевидны и прочие модификации изобретения, и все эти модификации входят в объем прилагаемой формулы изобретения в рамках общей изобретательской идеи.

Перечень компонентов

10 газотурбинный двигатель

12 геометрическая ось

14 первый вентилятор

16 второй вентилятор

18 компрессор

20 камера сгорания

22 турбина высокого давления (ТВД)

24 турбина промежуточного давления (ТПД)

26 турбина низкого давления (ТНД)

28 выходной тракт

30 воздух

32 газообразные продукты сгорания

34 первый приводной вал

36 второй приводной вал

38 третий приводной вал

40 первый кожух

42 второй кожух

44 третий кожух

46 первый внешний контур

48 второй внешний контур

50 выпускные направляющие лопатки

52 лопасти первого вентилятора

54 первый диск ротора

62 задняя рама

64 стойки вентилятора

66 первое реактивное сопло

68 второе реактивное сопло

70 блок управления двигателем

72 вставка

74 инверсионные стойки направления потока

76 внешний инжектор изменяемой площади (ВИИП)

1. Турбовентиляторный двигатель (10) с изменяемым циклом, содержащий:
больший одноступенчатый первый вентилятор (14), за которым непосредственно следует сообщающийся с ним по текучей среде меньший одноступенчатый второй вентилятор (16), независимо соединенные с соответствующими турбинами (26, 24);
первый внешний контур (46), связанный по текучей среде с упомянутым вторым вентилятором и окружающий внутренний контур двигателя, включающий в себя компрессор (18), камеру сгорания (20), турбину (22), соединенную с упомянутым компрессором (18); и
второй внешний контур (48), окружающий упомянутый первый внешний контур (46) и по текучей среде сообщающийся с упомянутым первым вентилятором (14);
первое реактивное сопло (66), выполненное с возможностью непосредственного сообщения по текучей среде и с упомянутым внутренним контуром двигателя и с упомянутым первым внешним контуром (46), и второе реактивное сопло (68), выполненное с возможностью сообщения по текучей среде с упомянутым вторым внешним контуром (48), при этом
упомянутый первый внешний контур (46) непосредственно связан с упомянутым вторым вентилятором (16) и обеспечивает выпуск потока первого внешнего контура через первое реактивное сопло (66), независимо и в параллельном течении со вторым реактивном соплом (68), при этом
поток второго внешнего контура во втором внешнем контуре (48) взаимодействует с инверсионными стойками (74) направления потока и вследствие этого избирательно выпускается через второе сопло (68).

2. Двигатель по п.1, содержащий ряд выпускных направляющих лопаток (50), расположенных на впускном конце упомянутого второго внешнего контура (48) вне упомянутого второго вентилятора (16) в непосредственном сообщении по текучей среде с упомянутым первым вентилятором (14).

3. Двигатель по п.2, дополнительно содержащий раму (60) вентилятора, расположенную между упомянутым вторым вентилятором (16) и компрессором (18) и включающую в себя ряд (64) стоек, проходящий в радиальном направлении наружу через упомянутые первый и второй внешние контуры (46, 48) позади упомянутых выпускных направляющих лопаток (50).

4. Двигатель по п.3, в котором упомянутые первый и второй вентиляторы (14, 16) имеют противоположные аэродинамические конфигурации для противовращения, когда они приводятся в действие соответствующими упомянутыми турбинами (26, 24).

5. Двигатель по п.4, также содержащий
первый кожух (40), окружающий упомянутый компрессор (18);
второй кожух (42), отстоящий на интервал от упомянутого первого кожуха (40), с образованием упомянутого первого внешнего контура (46);
третий кожух (44), отстоящий с интервалом от упомянутого второго кожуха (42), с образованием упомянутого второго внешнего контура (48);
при этом упомянутый второй вентилятор (16) проходит в радиальном направлении наружу через упомянутый первый внешний контур (46) к упомянутому второму кожуху (42); и упомянутый первый вентилятор (14) проходит в радиальном направлении наружу через упомянутый второй внешний контур (48) к упомянутому третьему кожуху (44).

6. Двигатель по п.5, в котором
упомянутый первый вентилятор (14) соединен первым валом (34) с третьей турбиной (26);
упомянутый второй вентилятор (16) независимо соединен вторым валом (36) со второй турбиной (24) перед упомянутой третьей турбиной (26);
упомянутый компрессор (18) независимо соединен третьим валом (38) с первой турбиной (22) перед упомянутой второй турбиной (24); и упомянутые первое и второе реактивные сопла (66, 68) выполнены с возможностью независимого сообщения по текучей среде с упомянутыми первым и вторым внешними контурами (46, 48) соответственно для обеспечения независимого управления нагрузочными линиями упомянутых первого и второго вентиляторов (14, 16).

7. Двигатель по п.6, в котором упомянутые первое и второе реактивные сопла (66, 68) выполнены с возможностью изменения площади их сечения.

8. Двигатель по п.6, в котором упомянутое второе реактивное сопло (68) расположено концентрично внутри упомянутого первого реактивного сопла (66).

9. Двигатель по п.6, также содержащий
центральную вставку (72), расположенную соосно внутри упомянутого первого реактивного сопла (66);
ряд инверсионных стоек (74) направления потока с возможностью сообщения по текучей среде и между упомянутым вторым внешним контуром (48) и упомянутой вставкой (72), при этом упомянутое второе реактивное сопло (68) расположено внутри упомянутой вставки (72) в сообщении по текучей среде с упомянутыми стойками (74).

10. Двигатель по п.6, также содержащий внешний инжектор (76) изменяемой площади, установленный на заднем конце упомянутого первого внешнего контура (46) и регулирующий внешний поток в упомянутое первое реактивное сопло (66).



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к авиадвигателестроению. .

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 авиационным турбореактивным двигателям, включая двигатели для сверхзвуковых многорежимных самолетов. В турбореактивном двигателе с внешней стороны от канала наружного контура выполнен канал третьего контура, образованный на входе в двигатель промежуточными полками входного направляющего аппарата вентилятора и внешним корпусом двигателя и далее ниже по потоку - разделительными полками рабочих и спрямляющих лопаток вентилятора совместно с внешним корпусом двигателя. Задние кромки входного направляющего аппарата вентилятора в канале третьего контура выполнены поворотными. Внешняя поверхность разделительных полок спрямляющих лопаток выполнена на большем диаметре по отношению к внешней поверхности разделительных полок рабочих лопаток с образованием уступа в проточной части канала третьего контура. Отношение радиальной величины h уступа между разделительными полками рабочей лопатки и спрямляющей лопатки вентилятора в канале третьего контура к осевому зазору δ между разделительными полками рабочих и спрямляющих лопаток вентилятора находится в пределах 0,5…1,5. Изобретение направлено на повышение надежности турбореактивного двигателя. 4 ил.
Наверх