Авиационная силовая установка и способ ее регулирования



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

 


Владельцы патента RU 2616089:

Письменный Владимир Леонидович (RU)

Изобретение относится к авиационным силовым установкам. Авиационная силовая установка состоит из входного устройства (1), турбокомпрессора (2) с отбором воздуха за компрессором для охлаждения лопаток турбины, выходного устройства (3). Воздух охлаждается в воздухо-воздушном радиаторе (4), разделительной поверхностью которого является обшивка летательного аппарата, под которой размещены воздушные каналы, объединенные входным (5) и выходным (6) ресиверами, к которым подводится и отводится воздух. Ресиверы (5, 6) соединены между собой нагнетателем (7), который перекачивает часть воздуха из выходного (6) ресивера во входной (5) ресивер. Изобретение улучшает летно-технические характеристики летательных аппаратов. 2 н. и 11 з.п. ф-лы, 5 ил.

 

Изобретение относится к авиадвигателестроению, самолетостроению.

Наибольшая газодинамическая эффективность воздушно-реактивного двигателя (ВРД) достигается при максимальных коэффициентах расхода воздуха KG, представляющих собой отношение действительного расхода воздуха к теоретически возможному.

Данное положение является следствием второго закона механики, определяющего тягу ВРД как произведение расхода газа на разность скоростей истечения газа из сопла и полета: Rдв≈Gг⋅(Wc-Vп). Из этого следует, что одну и ту же тягу ВРД при Vп=const можно получить двумя способами: либо за счет расхода газа Gг - «холодное» форсирование ВРД, либо за счет скорости его истечения Wс - «горячее» форсирование ВРД.

«Холодное» форсирование ВРД как способ повышения тяги эффективней, чем «горячее» по причинам: а) отсутствует ограничение по тяге двигателя (теоретически расход газа можно сделать сколь угодно большим, температуру - нет); б) при той же тяге подогрев газа при «холодном» форсировании всегда ниже, чем при «горячем», а значит, меньше теплоты уходит в окружающую среду - выше газодинамическая эффективность (общий кпд) двигателя.

«Горячее» и «холодное» форсирование тяги (мощности) ВРД как способы не являются самостоятельными - это две составных части одного и того же принципа получения реактивной силы, поэтому, увеличивая долю одного из способов в тяге (мощности) ВРД, мы снижаем долю другого, и наоборот. При этом, чем выше доля «холодного» форсирования в тяге (мощности) ВРД, тем выше газодинамическая эффективность двигателя в целом. Этот факт следует рассматривать как общее положение теории ВРД.

Показателем доли «холодного» форсирования в тяге (мощности) ТРД является коэффициент расхода воздуха KG=const⋅q(λвк), где q(λвк) - плотность тока на входе в компрессор.

Целью изобретения является оптимизация летно-технических характеристик ТРД сверхзвуковых маневренных летательных аппаратов.

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 (отношение температуры газа перед турбиной к температуре наружного воздуха) и степень повышения давления воздуха (отношение давления газа за компрессором к давлению наружного воздуха) увеличивают (там же, с. 29, рис. 1.11). Лопатки ТРД делают из жаропрочных сплавов (монокристаллические лопатки), охлаждают воздухом (П.К. Казанджан, Н.Д.Тихонов, А.К. Янко. Теория авиационных двигателей. М.: Машиностроение, 1983, с. 1884-193). При этом эффективность охлаждения зависит от температуры и расхода охлаждающего воздуха, который 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 K. При температуре газа 2400 K начинается диссоциация продуктов сгорания. В связи с этим температуру 2400 K можно рассматривать как предельную для ТРД с точки зрения целесообразности ее дальнейшего повышения (увеличиваются потери теплоты).

Указанная температура реализуется, если в состав силовой установки, состоящей из входного устройства, турбокомпрессора с отбором воздуха для охлаждения лопаток 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.

Предпочтительно иметь:

степень повышения давления в компрессоре 20÷25;

двухступенчатую турбину;

керамические сопловые аппараты;

центробежный нагнетатель.

Сущность изобретения заключается в том, что интеграция турбореактивного двигателя с планером летательного аппарата позволяет за счет хладоресурса атмосферы, который практически не ограничен, повысить температуру газа перед турбиной двигателя до 2400 K и более.

Однако для достижения поставленной цели этого недостаточно. В ТРД, наряду с высокой температурой газа, необходимо реализовать максимальные коэффициенты расхода воздуха KG.

Чтобы KG в ТРД были максимальными, необходимо поддерживать максимальную плотность тока на входе в компрессор , где . Откуда, . Здесь - относительная приведенная частота вращения компрессора; - относительная физическая частота вращения компрессора.

Исходя из этого правила, основным принципом регулирования ТРД должно являться поддержание максимально-возможной приведенной частоты вращения компрессора во всех возможных условиях работы двигателя.

Основной принцип регулирования ТРД реализуется посредствам способа (закона) регулирования ТРД, заключающегося 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; физической частоте вращения турбокомпрессора ; максимальному перепаду давлений на турбине πтmax; минимальному запасу устойчивости компрессора ΔКуmin.

Закон регулирования ТРД не является новым: используется как ограничитель максимального значения приведенной частоты вращения компрессора 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 повышение температуры газа перед турбиной до 2400 K и более, которое стало возможным в результате включения в состав авиационной силовой установки воздухо-воздушного радиатора, позволяет использовать закон регулирования ТРД в новых условиях (сверхзвуковые скорости полета) по новому назначению (повышение экономичности и форсирование тяги двигателя). На фиг. 1 изображена авиационная 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 сравнительная таблица.

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 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.

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

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 неком минимальном уровне, зависящем от доли воздуха, перепускаемого через нагнетатель (так называемый коэффициент циркуляции воздуха - отношение расхода воздуха, проходящего через нагнетатель, к расходу воздуха, проходящему через воздушный канал, расположенный под обшивкой крыла).

Исследования показывают, что при коэффициентах циркуляции воздуха более 0,9 температура охлажденного воздуха приближается к температуре обшивки летательного аппарата (разница в температурах 20÷30 град).

Исследования также показывают, что энергетические возможности воздухо-воздушного радиатора достаточны (при необходимости их можно увеличить за счет тех же размеров, например, фюзеляжа) для охлаждения как минимум двух венцов турбины до температуры менее 1200 К при температуре газа перед турбиной не менее 2400 K и скоростях полета летательного аппарата до трех чисел Маха. С целью экономии охлаждающего воздуха сопловые аппараты следует делать керамическими.

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

Ниже приводятся летно-технические характеристики силовой установки (фиг. 1) с исходными данными: взлетная тяга Ro=20000 кгс; исходная степень повышения давления в компрессоре πко=25; температура газа перед турбиной на взлетном режиме Тго*=2300 K; максимальная температура газа Тг*=2400 K; минимальный перепад давлений в турбине πтmin=3; максимальный перепад давлений в турбине πтmax=4,4; кпд элементов двигателя - стандартные; потери давления во входном устройстве - стандартные; отбор воздуха на охлаждение 12%; коэффициент циркуляции воздуха в радиаторе - 0,9; коэффициент интенсивности охлаждения в радиаторе - 0,5, в лопатках турбины - 0,7; камера сгорания двухзоновая.

На фиг. 2 представлены дроссельные характеристики в условиях стенда (Н=0, М=0). Малый газ (мг) соответствует относительной частоте вращения компрессора ; максимальный (м) и форсированный (ф) режимы соответствуют . Режимы от малого газа до максимального реализуются при раскрытом сопле (πтmax), форсированный режим - при закрытом сопле (πтmin). Экономичным режимом (эк) является режим .

На фиг. 3 представлены скоростные характеристики, включая регулируемые параметры: , Тг*, πт, Тк*, Тлт, для высоты полета Н=15 км. До скорости М=2,1 приведенная частота вращения поддерживается постоянной: сначала за счет температуры Тг* (до М=1,5), затем - за счет πт; физическая частота вращения увеличивается пропорционально . На скоростях М=2,1÷2,6 частота вращения снижается из-за недостатка мощности турбины (Тг*=const, πт=const). На скорости М=2,6 температура воздуха за компрессором Тк* достигает 1200 K, что является пределом для лопаток компрессора. Чтобы не перегреть компрессор температура Тг* снижают, что уменьшает мощность турбины, в результате чего частота вращения п снижается еще более интенсивно, чем при Тг*=const, πт=const. На скорости М=2,8 в результате падения коэффициента расхода воздуха KG до 0,42 коэффициент тяги CR снижается до 2,0. Общий кпд двигателя ηо на скорости полета М=2,8 составляет 0,45. Температура лопаток турбины Тлт на всех скоростях полета остается менее 1200 K.

Критичным элементом силовой установки, ограничивающим ее возможности по достижению максимальных скоростей полета, является компрессор (температура лопаток последних ступеней). В связи с этим проблема охлаждения лопаток компрессора становится актуальной.

На фиг. 4 представлена характеристика компрессора в системе ТРД. Новым в этой характеристике является рабочая область компрессора (затененная область). Рабочая область компрессора - это совокупность рабочих линий. Рабочая линия - это совокупность рабочих точек компрессора при πт=const. Использование рабочей области вместо рабочей линии позволяет при тех же изменениях тяги иметь более узкий диапазон изменения приведенной частоты вращения компрессора (), что решает проблему устойчивости компрессора естественным образом (исключаются условия появления неустойчивой работы).

На фиг. 5 изображена таблица, в которой представлены данные двухконтурного турбореактивного двигателя (ТРДДФ) пятого поколения F-135 PW-100 и силовой установки. Из представленных данных следует, что силовая установка по всем показателям качественно превосходит двигатель F-135, который считается лучшим в своем классе. Это означает, что время ТРДДФ фактически закончилось: их место должны занять одновальные высокотемпературные ТРД с регулируемой турбиной. Многовальные ТРД (ТРДФ, ТРДДФ) как газодинамическая схема бесперспективны. Наличие двух и более турбин делает невозможным их регулирование путем изменения πт, а значит, в этих двигателях нельзя реализовать основной принцип регулирования ТРД: поддержание максимально-возможной приведенной частоты вращения компрессора во всех возможных условиях работы двигателя.

Авиационная силовая установка позволяет улучшить тяговые, экономические и весовые характеристики сверхзвуковых маневренных летательных аппаратов.

1. Авиационная силовая установка, состоящая из входного устройства, турбокомпрессора с отбором воздуха за компрессором для охлаждения лопаток 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.

2. Авиационная силовая установка по п. 1, отличающаяся тем, что максимальная температура газа перед турбиной 2400 K.

3. Авиационная силовая установка по п.1, отличающаяся тем, что степень повышения давления в компрессоре 20…25.

4. Авиационная силовая установка по п. 1, отличающаяся тем, что турбина состоит из двух ступеней.

5. Авиационная силовая установка по п. 1, отличающаяся тем, что лопатки турбины монокристаллические.

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

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

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

9. Способ регулирования авиационной силовой установки, состоящей из входного устройства, турбокомпрессора с отбором воздуха за компрессором для охлаждения лопаток 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, заключающийся в том, что приведенная частота вращения компрессора поддерживается постоянной во всем эксплуатационном диапазоне высот и скоростей полета летательного аппарата.

10. Способ регулирования авиационной силовой установки по п. 9, отличающийся тем, что максимальная температура газа перед турбиной 2400 K.

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

12. Способ регулирования авиационной силовой установки по п. 9, отличающийся тем, что максимальная физическая частота вращения турбокомпрессора ограничена прочностью турбокомпрессора.

13. Способ регулирования авиационной силовой установки по п. 9, отличающийся тем, что перепад давлений в турбине изменяется от минимального до максимального.



 

Похожие патенты:

Cпособ относится к определению параметров охлаждающего потока хладагента, подаваемого через газовую турбину. Способ может включать прием сигнала, связанного с первым параметром продукта сгорания в определенном местоположении внутри зоны горения газовой турбины, прием сигнала, связанного со вторым значением параметра продукта сгорания в определенном местоположении ниже по направлению потока от зоны горения, сравнение первого и второго значений параметра продукта сгорания и определение параметра охлаждающего потока хладагента на основе сравнения первого и второго значений.

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.

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.

Группа изобретений относится к гиперзвуковым самолетам. Гиперзвуковой самолет с комбинированной силовой установкой содержит фюзеляж, складываемые консоли крыла, два маршевых комбинированных двигателя, два маршевых ракетных двигателя, складывающиеся консоли переднего горизонтального оперения и кабину пилотов.

Узел инжекционного охлаждения для использования во внутренней платформе сопловой лопатки турбины содержит вставку инжекционного охлаждения, камеру инжекционного охлаждения и трубный элемент.

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.

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.
Наверх