Авиационная стехиометрическая силовая установка и способ ее регулирования



Авиационная стехиометрическая силовая установка и способ ее регулирования
Авиационная стехиометрическая силовая установка и способ ее регулирования
Авиационная стехиометрическая силовая установка и способ ее регулирования
Авиационная стехиометрическая силовая установка и способ ее регулирования

 


Владельцы патента RU 2612482:

Письменный Владимир Леонидович (RU)

Силовая установка состоит из входного устройства, турбокомпрессора с отбором воздуха за компрессором для охлаждения лопаток турбины, выходного устройства. Турбокомпрессор имеет степень повышения давления в компрессоре не более четырех, одну ступень турбины. Воздух охлаждается в воздухо-воздушном радиаторе, разделительной поверхностью которого является обшивка летательного аппарата, под которой размещены воздушные каналы, объединенные входным и выходным ресиверами, к которым подводится и отводится воздух. Ресиверы соединены между собой нагнетателем, который перекачивает часть воздуха из выходного ресивера во входной ресивер, на выходе из выходного ресивера установлен смеситель. Приведенная частота вращения компрессора поддерживается постоянной во всем эксплуатационном диапазоне высот и скоростей полета летательного аппарата. Обеспечивается возможность расширить диапазон применения по скорости полета до четырех чисел Маха, повысить общий кпд до 55% и более. 2 н. и 9 з.п. ф-лы, 5 ил.

 

Изобретение относится к авиадвигателестроению, самолетостроению.

Рекорд скорости для пилотируемых летательных аппаратов принадлежит самолету-разведчику SR-71 и составляет 3,5 чисел Маха. На самолете установлен гибридный двигатель J-58 (комбинация турбореактивного двигателя с прямоточным). В турбореактивных двигателях (ТРД) на больших скоростях полета вследствие кинетического нагрева воздуха наступает дисбаланс мощностей между компрессором и турбиной: удельная работа, потребная для сжатия воздуха в компрессоре, увеличивается, а удельная работа турбины при существующих способах регулирования ТРД остается либо постоянной, либо уменьшается. В результате производительность компрессора падает, что ведет к вырождению ТРД как двигателя летательного аппарата. В силу этого обстоятельства применение ТРД (ТРДФ) на скоростях М>3 при существующих способах их регулирования становится бесперспективным.

Целью изобретения является: а) расширение диапазона применения ТРД по скорости полета до 3,5 чисел Маха и более; б) повышение общего кпд ТРД до 0,5 и более.

Известны силовые авиационные установки, состоящие из входного устройства, турбокомпрессора, выходного устройства (Теория, расчет и проектирование авиационных двигателей и энергетических установок. Под ред. В.А. Сосунова, В.М. Чепкина. - М.: Изд-во МАИ, 2003, с. 18, рис. 1.1).

Для улучшения летно-технических характеристик ТРД подогрев газа Δ (отношение температуры газа перед турбиной к температуре наружного воздуха) и степень повышения давления воздуха π (отношение давления газа перед турбиной к давлению наружного воздуха) увеличивают (там же, с. 29, рис. 1.11). Лопатки ТРД делают монокристаллическими из жаропрочных сплавов (например, ВЖМ-4), охлаждают воздухом высокого давления (П.К. Казанджан, Н.Д. Тихонов, А.К. Янко. Теория авиационных двигателей. М: Машиностроение, 1983, с. 188-193). При этом эффективность охлаждения зависит от температуры и расхода охлаждающего воздуха, величина которого зависит от количества охлаждаемых венцов турбины и коэффициента интенсивности охлаждения лопаток (там же с. 195, рис. 11.8, 11.9).

Для понижения температуры охлаждающего воздуха в ТРД используют теплообменные устройства (Теория, расчет и проектирование авиационных двигателей и энергетических установок. Под ред. В.А. Сосунова, В.М. Чепкина. - М.: Изд-во МАИ, 2003, с. 656, рис. 22.1).

Температура газа перед турбиной современных ТРД достигает 2000 К, лопаток - 1250 К. При температурах газа более 2300 К состав топливовоздушной смеси в камере сгорания ТРД приближается к стехиометрическому. Турбореактивные двигатели, у которых Тг* более 2300 К, будем называть стехиометрическими ТРД, соответственно, силовые установки, использующие такие двигатели, стехиометрическими силовыми установками.

При температуре газа более 2400 К происходит диссоциация продуктов сгорания (рабочее тело теряет свои физические свойства на молекулярном уровне). Фактически эту температуру можно считать предельной для ТРД за исключением тех случаев, когда экономичность двигателя не имеет значения (например, кратковременный выход на гиперзвуковые скорости полета для пуска космического объекта).

Температуры Тг*>2300 К реализуются, если в состав силовой установки, состоящей из входного устройства, турбокомпрессора с отбором воздуха на охлаждение лопаток турбины, имеющего степень повышения давления в компрессоре менее четырех, одну ступень турбины, выходного устройства, добавить воздухо-воздушный радиатор, разделительной поверхностью которого является обшивка летательного аппарата, например крыла, под которой размещены воздушные каналы. На входе и выходе из воздушных каналов размещены входной и выходной ресиверы, к которым подводится и отводится воздух, соответственно. Ресиверы соединены между собой нагнетателем, который перекачивает часть воздуха из выходного ресивера во входной. На скоростях полета более трех чисел Маха в воздушные каналы радиатора при необходимости подается вода.

Предпочтительно иметь керамические сопловые аппараты и центробежный нагнетатель, воду подавать в смеситель, установленный на выходе из выходного ресивера (между воздухо-воздушным радиатором и двигателем).

Сущность изобретения заключается в том, что интеграция турбореактивного двигателя с планером летательного аппарата позволяет за счет использования хладоресурса атмосферы, который практически не ограничен, а также хладоресурса воды, которая в ограниченном количестве может находится на борту летательного аппарата, повысить температуру газа перед турбиной двигателя до 2300 К и более.

Однако для достижения поставленной цели этого недостаточно. Количество энергии, подводимой к двигателю, и эффективность ее преобразования в тяговую мощность (тягу) зависят не только от температуры газа (удельной работы цикла ТРД), но и от расхода воздуха, который в относительном виде характеризуется коэффициентом расхода воздуха КG - отношение действительного расхода воздуха, проходящего через двигатель, к теоретически возможному.

Влияние подогрева (температуры) газа и расхода воздуха на тяговую мощность ТРД аналогичны, но неэквивалентны. Подогрев газа увеличивает тяговую мощность ТРД пропорционально квадратному корню, а расход воздуха - прямопропорционально, соответственно, затраты топлива на повышение тяговой мощности в первом случае оказываются больше, чем во втором (эффект двухконтурного двигателя). Отсюда следует, что для получения одной и той же тяги выгоднее повышать расход воздуха, чем подогрев газа, а значит необходимо, чтобы коэффициент KG всегда и везде был как можно больше.

Условием получения максимального KG в ТРД является поддержание максимальной приведенной частоты вращения компрессора во всех возможных условиях эксплуатации двигателя: ; где , - относительная физическая частота вращения турбокомпрессора.

Способ регулирования авиационной стехиометрической установки заключается в поддержании постоянной приведенной частоты вращения компрессора () во всем эксплуатационном диапазоне высот и скоростей полета летательного аппарата с ограничениями по: температуре газа перед турбиной Тг*; температуре лопаток турбины Тлт; температуре лопаток компрессора Тлк (температуре газа за компрессором Тк*); физической частоте вращения турбокомпрессора ; максимальному перепаду давлений на турбине πтмах; минимальному запасу устойчивости компрессора ΔКуmin.

Закон регулирования ТРД не является новым: используется как ограничитель максимального значения приведенной частоты вращения компрессора ТРД с целью обеспечения устойчивой работы двигателя на дозвуковых скоростях полета (Теория и расчет воздушно-реактивных двигателей. Под ред. С.М. Шляхтенко. М.: Машиностроение, 1987, с. 232). На сверхзвуковых скоростях полета этот закон не используется, так как потребный диапазон изменения параметров ТРД превышает эксплуатационный.

Сущность изобретения заключается в том, что благодаря совокупности новых признаков, определяющих облик авиационной стехиометрической силовой установки, появилась возможность использовать известный закон регулирования ТРД в новых условиях (сверхзвуковые скорости полета) по новому назначению (повышение экономичности и тяги двигателя) и, как следствие, добиться нового результата: расширить диапазон применения ТРД по скорости полета до 3,5 чисел Маха и более, повысить общий кпд двигателя до 0,5 и более.

На фиг. 1 изображена авиационная стехиометрическая силовая установка;

на фиг. 2 изображены дроссельные характеристики ТРД;

на фиг. 3 изображены скоростные характеристики ТРД;

на фиг. 4 изображена характеристика компрессора в системе ТРД;

на фиг. 5 изображена таблица данных ТРД.

Стехиометрическая авиационная силовая установка (фиг. 1) состоит из входного устройства 1, турбокомпрессора 2, выходного устройства 3, воздухо-воздушного радиатора 4, расположенного в крыле летательного аппарата. Воздухо-воздушный радиатор 4 состоит из обшивки крыла, входного ресивера 5, выходного ресивера 6, центробежного нагнетателя 7. Под обшивкой крыла размещен воздушный канал, который охватывает крыло сверху и снизу в продольном направлении. В начале и в конце воздушного канала размещены входной 5 и выходной 6 ресиверы, к которым подводится воздух высокого давления, отбираемый за компрессором, и отводится охлажденный воздух в систему охлаждения турбокомпрессора, соответственно. Кроме этого выходной ресивер 6 соединен с входным ресивером 5 через центробежный нагнетатель 7. На выходе из выходного ресивера (между ресивером и двигателем) размещен смеситель 8.

Работа авиационной стехиометрической силовой установки не отличается от работы одновального ТРД за исключением того, что воздух, забираемый за компрессором для охлаждения лопаток турбины, охлаждается в воздухо-воздушном радиаторе 4, при необходимости - в смесителе 8.

Работа воздухо-воздушного радиатора осуществляется следующим образом. Воздух, забираемый за компрессором, поступает во входной ресивер 5, и далее движется по воздушному каналу, охватывающему крыло. Обшивка крыла омывается с двух сторон: горячим воздухом изнутри и холодным воздухом снаружи (потоки движутся в перекрестном направлении). Между горячим и холодным воздухом устанавливается тепловой поток, определяемый коэффициентом теплопередачи, градиентом температур и площадью крыла, омываемой воздушными потоками. Охлажденный воздух попадает в ресивер 6, откуда часть воздуха через центробежный нагнетатель 7 возвращается в ресивер 5, а часть - в систему охлаждения турбокомпрессора. Воздух, попавший в ресивер 5 через нагнетатель 7, и горячий воздух, отбираемый за компрессором, смешиваются, в результате температура горячего воздуха понижается.

Далее идет повторение цикла охлаждения воздуха в радиаторе, но уже с более низкой начальной температурой. Через несколько циклов температура воздуха в выходном ресивере устанавливается на некотором минимальном уровне, зависящем от доли воздуха, перепускаемого через нагнетатель (так называемый коэффициент циркуляции воздуха Кц - отношение расхода воздуха, проходящего через нагнетатель, к расходу воздуха, проходящему через воздушный канал, расположенный под обшивкой крыла).

Важным свойством воздухо-воздушного радиатора является то, что при коэффициентах циркуляции воздуха Кц более 0,9 температура охлажденного воздуха приближается к температуре обшивки летательного аппарата (разница в температурах 20÷30 град).

Другим важным свойством воздухо-воздушного радиатора является то, что энергетические возможности радиатора, определяемые площадью охлаждаемой поверхности (в пределе - это вся площадь обшивки летательного аппарата) достаточны для охлаждения турбины ТРД в диапазоне скоростей полета летательного аппарата до М~3,0.

На скоростях полета М>3,0 эффективность воздухо-воздушного радиатора из-за кинетического нагрева обшивки летательного аппарата снижается. Чтобы восстановить эффективность воздухо-воздушного радиатора используется вода, которая подается в смеситель 8. Испарение воды, которое происходит мгновенно (температура воздуха выше критической для воды), снижает температуру воздуха до той, при которой обеспечивается работоспособность лопаток турбины (расход воды на скоростях полета М<4 менее 10% от расхода топлива).

С целью экономии охлаждающего воздуха сопловые аппараты керамические.

Двигатель регулируется по закону с ограничениями, гарантирующими безопасность его эксплуатации.

Ниже приводятся летно-технические характеристики авиационной стехиометрической силовой установки (фиг. 1) с исходными данными: взлетная тяга Ro=20000 кгс; исходная степень повышения давления в компрессоре πк=3,5; температура газа перед турбиной на взлетном режиме Тго*=2300 К; максимальная температура газа Тг*=2400 К; минимальный перепад давлений в турбине πтmin=1,29; максимальный перепад давлений в турбине πтmax=1,61; кпд элементов двигателя - стандартные; потери давления во входном устройстве - стандартные; отбор воздуха на охлаждение - 7%; коэффициент циркуляции воздуха в радиаторе - 0,9; коэффициент интенсивности охлаждения в радиаторе - 0,5; коэффициент интенсивности охлаждения в лопатках турбины - 0,65; камера сгорания двухзоновая.

На фиг. 2 представлены дроссельные характеристики в условиях стенда (Н=0, М=0). Малый газ (мг) соответствует относительной частоте вращения турбокомпрессора ; максимальный . Режимы от малого газа (мг) до максимального (м) реализуются при закрытом сопле: πтmin=1,29. Экономичным режимом (эк) является режим при πтэк=1,49 (сопло частично открыто). Отбор воздуха на дроссельных режимах ~2%.

На фиг. 3 представлены скоростные характеристики, включая регулируемые параметры: , Тг*, πт, Тк*, Тлт, для высоты полета Н=20 км на максимальном режиме работы двигателя. До скорости М=3,2 приведенная частота вращения поддерживается постоянной: сначала за счет температуры Тг* (до М=1,2), затем - за счет πт; физическая частота вращения увеличивается пропорционально . На скорости М=3,2 температура лопаток турбины Тлт достигает 1200 К, чтобы не перегреть лопатки в смеситель 8 (фиг. 1) подается вода (расход воды менее 5% от расхода топлива). На скорости М=3,7 температура воздуха за компрессором Тк* достигает 1200 К. По жаропрочности лопаток компрессора разгон прекращается при том, что коэффициент тяги CR более трех. Чтобы повысить скорость полета до М=4 и более необходимо охладить компрессор, например, подачей воды на вход в компрессор.

Общий кпд двигателя ηо на скорости полета М=3,7 приближается к 0,5. Столь высокая эффективность ТРД является следствием сочетания высоких: степеней повышения давления (π>100), коэффициентов расхода воздуха (Kg ~ 0,6) и скорости полета (М>3,5), что позволяет иметь предельно высокие ηе и ηп (фиг. 3).

На фиг. 4 представлена характеристика компрессора в системе ТРД. Существенным отличием характеристики является то, что условия совместной работы элементов ТРД определяются рабочей областью (затененная область). Здесь мг - малый газ; м - максимальный режим; эк - экономичный режим. Использование рабочей области вместо рабочей линии (например, закон регулирования ) позволяет при тех же изменениях тяг иметь более узкий диапазон изменения приведенной частоты вращения компрессора (), что естественным образом решает проблему устойчивости компрессора в системе ТРД.

На фиг. 5 изображена таблица, в которой представлены основные расчетные данные силовой установки (фиг. 1).

Авиационная стехиометрическая силовая установка может быть использована при создании самолетов: разведчиков, перехватчиков, разгонщиков.

1. Авиационная стехиометрическая силовая установка, состоящая из входного устройства, турбокомпрессора с отбором воздуха за компрессором для охлаждения лопаток турбины, имеющего степень повышения давления в компрессоре не более четырех, одну ступень турбины, выходного устройства, отличающаяся тем, что воздух охлаждается в воздухо-воздушном радиаторе, разделительной поверхностью которого является обшивка летательного аппарата, под которой размещены воздушные каналы, объединенные входным и выходным ресиверами, к которым подводится и отводится воздух, ресиверы соединены между собой нагнетателем, который перекачивает часть воздуха из выходного ресивера во входной ресивер, на выходе из выходного ресивера установлен смеситель.

2. Авиационная стехиометрическая силовая установка по п. 1, отличающаяся тем, что рабочие лопатки турбины монокристаллические.

3. Авиационная стехиометрическая силовая установка по п. 1, отличающаяся тем, что сопловые аппараты турбины керамические.

4. Авиационная стехиометрическая силовая установка по п. 1, отличающаяся тем, что в качестве обшивки летательного аппарата используется обшивка крыла.

5. Авиационная стехиометрическая силовая установка по п. 1, отличающаяся тем, что в качестве нагнетателя используется центробежный нагнетатель.

6. Авиационная стехиометрическая силовая установка по п. 1, отличающаяся тем, что на скоростях полета более трех чисел Маха в смеситель подается вода.

7. Способ регулирования авиационной стехиометрической силовой установки, состоящей из входного устройства, турбокомпрессора с отбором воздуха за компрессором для охлаждения лопаток турбины, имеющего степень повышения давления в компрессоре не более четырех, одну ступень турбины, выходного устройства, воздухо-воздушного радиатора, разделительной поверхностью которого является обшивка летательного аппарата, под которой размещены воздушные каналы, объединенные входным и выходным ресиверами, к которым подводится и отводится воздух, ресиверы соединены между собой нагнетателем, который перекачивает часть воздуха из выходного ресивера во входной ресивер, на выходе из выходного ресивера установлен смеситель, заключающийся в том, что приведенная частота вращения компрессора поддерживается постоянной во всем эксплуатационном диапазоне высот и скоростей полета летательного аппарата.

8. Способ регулирования авиационной стехиометрической силовой установки по п. 7, отличающийся тем, что максимальная температура газа перед турбиной ограничена температурой 2400 К.

9. Способ регулирования авиационной стехиометрической силовой установки по п. 7, отличающийся тем, что максимальная температура лопаток турбины ограничена их прочностью.

10. Способ регулирования авиационной стехиометрической силовой установки по п. 7, отличающийся тем, что максимальная физическая частота вращения турбокомпрессора ограничена его прочностью.

11. Способ регулирования авиационной стехиометрической силовой установки по п. 7, отличающийся тем, что перепад давлений в турбине изменяется в зависимости от режима работы турбокомпрессора.



 

Похожие патенты:

Турбина, в частности газовая турбина, содержит внутренний корпус, предназначенный для установки по меньшей мере одной статорной лопатки турбинной ступени, и наружный корпус, расположенный вокруг внутреннего корпуса таким образом, что образуется наружный охлаждающий канал между внутренним корпусом и наружным корпусом.

Газотурбинный двигатель, имеющий продольную ось, определяющую аксиальное направление двигателя, содержит компрессорную секцию, секцию сжигания, содержащую множество устройств для сжигания, турбинную секцию, кожух и систему рециркуляции воздуха оболочки.

Газовая турбина включает в себя охлаждаемую турбинную ступень (8), имеет эксплуатируемую с охлаждением охлаждающей средой направляющую лопатку (11) и устройство (19-24) подачи охлаждающей среды для подачи охлаждающей среды внутрь направляющей лопатки (11).

Устройство подвода охладителя к охлаждаемым рабочим лопаткам высокотемпературной газовой турбины содержит аппарат закрутки охладителя и рабочее колесо с охлаждаемыми рабочими лопатками, в ножке хвостовика которых расположены приемные каналы, в совокупности образующие кольцевой приемный канал.

Изобретение относится к газотурбинным двигателям авиационного и наземного применения. Газотурбинный двигатель включает компрессор и двухступенчатую турбину, компрессор низкого давления, на выходе которого установлен компрессор.

Изобретение относится к энергетике. Способ регулирования помпажа для газотурбинного двигателя, включающий в себя предоставление газотурбинного двигателя, имеющего компрессор, камеру сгорания, ниже по потоку от компрессора, с трактом горячих газов, турбину ниже по потоку от камеры сгорания, с трактом горячих газов, причём регулируют выпускной поток из компрессора, на основании контроля в целях регулирования для исключения условия помпажа, и направление выпускного потока по меньшей мере к одному из трактов горячих газов, чтобы обходить по меньшей мере часть камеры сгорания.

Противообледенительная система газотурбинного двигателя содержит теплообменник, установленный в проточной части двигателя перед входом в компрессор двигателя. Воздух, отбираемый за последней ступенью компрессора, через теплообменник подается в систему охлаждения турбины.

Газотурбинный двигатель содержит по меньшей мере одну охлаждаемую ступень турбины с сопловым аппаратом с полостями над ним и под ним, системы охлаждения ротора и статора турбины, корпус турбины и систему регулирования радиального зазора.

Изобретение относится к энергетике. Турбина содержит первую внутреннюю стенку, вторую внутреннюю стенку, внутреннюю обшивку и защитный элемент.

Способ регулирования радиального зазора в турбине двухконтурного газотурбинного двигателя включает охлаждение ротора воздухом высокого давления, отбираемым из-за компрессора, и статора воздухом второго контура.

Ротор турбины включает впускной и выпускной вкладыши для формирования охлаждающего контура. Впускной вкладыш расположен в первом осевом замковом пазу ротора и имеет радиальный охлаждающий канал, осевой канал и радиальные каналы.

Газовая турбина включает в себя охлаждаемую турбинную ступень (8), имеет эксплуатируемую с охлаждением охлаждающей средой направляющую лопатку (11) и устройство (19-24) подачи охлаждающей среды для подачи охлаждающей среды внутрь направляющей лопатки (11).

Изобретение относится к энергетике. Способ управления процессом охлаждения компонентов турбины, при котором во время фазы туманного охлаждения для охлаждения компонентов турбины используется разбавленный водяным туманом воздушный поток.

Выпускной патрубок (110) паровой турбины (10) содержит нижний выпускной патрубок (105), направляющую (24) для пара, отверстие (26) конденсатора, пластину (200) выпускного патрубка и внутренний канал (215).

Осевая газовая турбина содержит ротор с чередующимися рядами воздухоохлаждаемых рабочих лопаток и теплозащитных экранов ротора, и статор с чередующимися рядами воздухоохлаждаемых направляющих лопаток и теплозащитных экранов статора, установленных в держателе направляющих лопаток.

Осевая газовая турбина содержит ротор с чередующимися рядами воздухоохлаждаемых рабочих лопаток и воздухоохлаждаемых теплозащитных экранов ротора и статор с чередующимися рядами воздухоохлаждаемых направляющих лопаток и воздухоохлаждаемых теплозащитных экранов статора, установленных в держателе направляющих лопаток.

Изобретение относится к теплоэнергетике и может быть использовано на тепловых электростанциях (ТЭС) с конденсационными паровыми турбинами, в том числе имеющими отбор на теплофикацию.

Изобретение относится к энергетическому машиностроению. Турбоагрегат содержит корпус с установленным внутри него на подшипниках валом.

Кольцевой неподвижный элемент для использования с паровой турбиной (100). Неподвижный элемент содержит радиально наружное первое кольцо (228), радиально внутреннее второе кольцо (226) и, по меньшей мере, одну аэродинамическую поверхность (212).

Узел инжекционного охлаждения для использования во внутренней платформе сопловой лопатки турбины содержит вставку инжекционного охлаждения, камеру инжекционного охлаждения и трубный элемент. Вставка инжекционного охлаждения расположена в полости аэродинамической части сопловой лопатки. Камера инжекционного охлаждения расположена во внутренней платформе около вставки инжекционного охлаждения, причем камера инжекционного охлаждения имеет установочное отверстие. Трубный элемент проходит из установочного отверстия камеры инжекционного охлаждения в полость аэродинамической части сопловой лопатки, причем установочное отверстие проходит вокруг трубного элемента. При установке узла инжекционного охлаждения во внутренней платформе сначала размещают вставку в полости аэродинамической части лопатки. Затем размещают крышку выходного отверстия над отверстием полости, а камеру инжекционного охлаждения в полости платформы. Вставляют незакрепленный трубный элемент через установочное отверстие камеры инжекционного охлаждения в полость для воздушного потока вставки. После чего закрывают установочное отверстие. Группа изобретений позволяет упростить сборку и разборку узла инжекционного охлаждения. 2 н. и 18 з.п. ф-лы, 4 ил.
Наверх