Способ форсирования турбореактивного двигателя



Способ форсирования турбореактивного двигателя
Способ форсирования турбореактивного двигателя
Способ форсирования турбореактивного двигателя
Способ форсирования турбореактивного двигателя

 


Владельцы патента RU 2616137:

Письменный Владимир Леонидович (RU)

Способ форсирования турбореактивного двигателя, состоящего из входного устройства, турбокомпрессора, у которого лопатки турбины охлаждаются воздухом, отбираемым от компрессора, выходного устройства. На вход в компрессор подается вода. Вода подается на скоростях полета более 3,2 чисел Маха при температуре газа перед лопатками турбины более 2300 К и частоте вращения компрессора, превышающей более чем в 1,3 раза частоту вращения компрессора в условиях взлета. Способ позволяет летательным аппаратам с турбореактивными двигателями развивать гиперзвуковые скорости полета, может быть использован в самолетах-перехватчиках. 2 з.п. ф-лы, 5 ил.

 

Изобретение относится к авиадвигателестроению.

На сверхзвуковых скоростях полета производительность компрессоров турбореактивных двигателей (ТРД) вследствие нагрева воздуха уменьшается, что приводит к замедлению роста тяги ТРД - ограничивает максимальную скорость полета летательных аппаратов (ЛА) числами M<3,5.

Целью изобретения является устранение указанного недостатка.

Известен способ форсирования газотурбинных двигателей (прототип), заключающийся в подаче воды на вход в двигатель (Теория и расчет воздушно-реактивных двигателей. Под ред. С.М. Шляхтенко. М.: Машиностроение, 1987 г. С. 374÷375). Недостатками способа являются: а) способ провоцирует появление срыва на лопатках компрессора вследствие испарения воды внутри и за компрессором; б) снижается экономичность двигателя вследствие затрат энергии топлива на испарение воды.

Известен способ форсирования газотурбинных двигателей, заключающийся в повышении температуры газа перед турбиной (там же, с. 25, рис. 1.8).

Известен способ форсирования газотурбинных двигателей, заключающийся в повышении частоты вращения компрессора (там же, с. 281, рис. 8.68).

Известен способ форсирования газотурбинных двигателей, заключающийся в подаче на вход в компрессор жидкого воздуха либо жидкого кислорода (патент US 6644015 В1, МПК F02K 11/00 от 11.11.2003).

Известен способ форсирования газотурбинных двигателей, заключающийся в подаче топлива (не более 3 процентов от расхода воздуха) на вход в компрессор (патент RU 2386832 С1, МПК F02C 7/143, 2010).

Известны способы воздушного охлаждения лопаток турбин (П.К. Казанджан, Н.Д. Тихонов, А.К. Янко. Теория авиационных двигателей. М.: Машиностроение, 1983. С. 188÷193). Эффективность воздушного охлаждения зависит от температуры и расхода охлаждающего воздуха, величина которого зависит от количества охлаждаемых венцов турбины и коэффициента интенсивности охлаждения лопаток, который достигает 0,8 (там же, с. 195, рис. 11.8, 11.9).

Известен способ охлаждения турбинных лопаток, заключающийся в охлаждении воздуха, отбираемого от двигателя, водой (топливом) путем их смешения с последующей подачей образовавшейся смеси во внутренние полости лопаток турбин (патент RU 2409745 С1, МПК F01D 5/18 от 20.01.2011).

Известны монокристаллические лопатки, позволяющие выдерживать температуры более 1300 К.

Известны керамические сопловые аппараты, позволяющие выдерживать температуры более 2500 К.

Известна технология «БЛИСК», позволяющая создавать рабочие колеса турбин с минимальными размерами втулки (относительный диаметр менее 0,55).

Поставленная цель достигается тем, что в турбореактивном двигателе, состоящем из входного устройства, турбокомпрессора, у которого лопатки турбины охлаждаются воздухом, отбираемым от компрессора, выходного устройства, на скоростях полета более 3,2 чисел Маха при температуре газа перед лопатками турбины более 2300 К и частоте вращения компрессора, превышающей более чем в 1,3 раза частоту вращения компрессора в условиях взлета, на вход в компрессор подается вода.

Сущность изобретения заключается в том, что на скоростях полета M>3,2 критическая температура воды (647 К) меньше температуры торможения воздуха Тн*, что делает невозможным существование воды в жидком состоянии, а значит, недостатки, присущие прототипу, устраняются.

Переход воды из жидкого состояния в газообразное сопровождается понижением температуры (увеличением плотности) воздуха и, как следствие, увеличением расхода воздуха через компрессор, что создает условия для дополнительного подвода топлива в камере сгорания двигателя - форсирования тяги (мощности) двигателя.

Существенным является наличие признаков «при температуре газа перед лопатками турбины более 2300 К и частоте вращения компрессора, превышающей более чем в 1,3 раза частоту вращения компрессора в условиях взлета», так как при их отсутствии скорости полета M>3,2 не могут быть достигнуты из-за невозможности подвода необходимого для разгона ЛА количества энергии (топлива) к двигателю (форсирование ТРД по температуре газа перед турбиной и частоте вращения компрессора должно быть полным, что, собственно, и является сутью указанных признаков).

Охлаждение лопаток турбины обеспечивается воздухом, отбираемым от компрессора, и водой, которая подводится к указанному воздуху.

Охлаждение лопаток компрессора обеспечивается водой, которая подается на вход в компрессор в количестве, при котором температура воздуха на входе в компрессор (выходе из компрессора) - постоянная величина (определяется жаропрочностью лопаток последней ступени компрессора).

Признак «температура воздуха на входе в компрессор - постоянная величина» кроме решения проблемы прочности лопаток компрессора решает проблему энергетического вырождения ТРД как газодинамической системы. Существующее представление о вырождении ТРД как о предопределенном (при заданной температуре газа перед турбиной) событии ошибочно - формирует неправильный методологический подход к созданию ТРД больших скоростей полета.

На фиг. 1 изображен ТРД;

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.

Турбореактивный двигатель (фиг. 1) состоит из входного устройства 1, турбокомпрессора 2, водяного коллектора 3 с форсунками, направленными по потоку воздуха, установленного на входе в компрессор, смесителя 4, через который проходит воздушный канал, соединяющий воздушную полость за компрессором с каналами охлаждения лопаток турбины, выходного устройства 5.

Способ осуществляется следующим образом.

После взлета ЛА выполняется его разгон на максимальном режиме работы двигателя. В процессе разгона приведенная частота вращения компрессора поддерживается постоянной (физическая частота вращения , где - частота вращения в условиях взлета, изменяется пропорционально ). Повышение частоты вращения обеспечивается повышением перепада давлений в турбине при температуре газа перед турбиной Тг* более 2300 К. При достижении предельного перепада перепад давлений в турбине поддерживается постоянным (приведенная частота вращения снижается, физическая частота (>1,3) - практически не меняется).

На скорости полета M≥3,2 на вход в компрессор через коллектор 3 подается вода в количестве, обеспечивающем заданную температуру воздуха на входе в компрессор Тв* в частности, постоянную (в этом случае режим работы турбокомпрессора практически не меняется). Температура газа перед лопатками турбины - предельно допустимая.

Проблема высоких температур турбинных лопаток решается путем использования жаропрочных материалов, включая керамику, и применением охлаждения. Рабочие лопатки - монокристаллические (сопловые лопатки - керамические), охлаждение - воздушно-жидкостное. Воздух, используемый для охлаждения лопаток, забирается за компрессором и подается в систему охлаждения турбины, при необходимости в смеситель 4 подается вода, что позволяет понизить температуру охлаждающего воздуха до той, при которой обеспечивается прочность лопаток турбины.

Проблема высоких температур компрессорных лопаток решается путем применения жаропрочных материалов и охлаждением воздуха, проходящего через компрессор, водой.

Ниже приводятся летно-технические характеристики ТРД (фиг. 1) с исходными данными: взлетная тяга Rдво=20000 кгс; исходная степень повышения давления в компрессоре =5; температура газа перед турбиной на взлетном режиме Тго*=2400 К; минимальный коэффициент избытка воздуха в камере сгорания (=1,06; минимальный перепад давлений в турбине =1,43; максимальный перепад давлений в турбине =1,86; к.п.д. элементов двигателя - стандартные; потери давления во входном устройстве - стандартные; отбор воздуха на охлаждение - 7%; коэффициент интенсивности охлаждения в лопатках турбины - 0,7; камера сгорания двухзонная (поддерживает горение в диапазоне (=1,0…7,0).

На фиг. 2 изображены дроссельные характеристики ТРД в условиях взлета (Н=0, M=0). Малый газ (мг) соответствует относительной частоте вращения турбокомпрессора =0,67; максимальный (м) - =1,0. Режимы от малого газа (мг) до максимального (м) реализуются при закрытом сопле: =1,43. Экономичным режимом (эк) является режим =1,0 при =1,86 (сопло полностью открыто). Отбор воздуха на дроссельных режимах - 2%.

На фиг. 3 представлены скоростные характеристики, включая регулируемые параметры: , Тг*, , Тк*, Тлт, для высоты полета H=20 км на максимальном и форсированном режимах работы двигателя. До скорости M=2,7 приведенная частота вращения поддерживается постоянной: сначала за счет температуры Тг* (до M=1,2), затем - за счет ; физическая частота вращения увеличивается пропорционально . На скорости M=2,7 перепад давлений в турбине достигает максимального значения =1,86, физическая частота вращения перестает увеличиваться; приведенная частота вращения снижается.

На скорости M=3,2 на вход в компрессор подается вода в количестве, обеспечивающем постоянство температуры воздуха на входе в компрессор Твк*≈650 К и, соответственно, на выходе - Тк*≈1100 К (фиг. 3). Подача воды на вход в компрессор увеличивает расход воздуха через двигатель по отношению к его расходу без подачи воды. Это видно по изменению коэффициента расхода воздуха КG (фиг. 3). Коэффициент расхода воздуха - это отношение действительного расхода воздуха, проходящего через двигатель, к теоретически возможному, определяет потенциальные возможности двигателя по форсированию тяги. Тяга двигателя при форсировании водой резко увеличивается. Это видно по изменению коэффициента тяги CR (фиг. 3). Эффект роста тяги усиливается еще за счет небольшого повышения частоты вращения (фиг. 3), которое является следствием увеличения относительного расхода топлива qт, которое является результатом того же форсирования водой.

Вода, используемая для форсирования ТРД, является так называемым пассивным топливом, обладающим хладоресурсом и кинетической энергией, которые наравне с энергией керосина (кинетической, химической, хладоресурсом) преобразуются в работу перемещения ЛА. Удельный расход топлива Суд определяется как сумма расходов активного (керосин) и пассивного (вода) топлив, приходящаяся на 1 кгс тяги в течение часа (фиг. 3).

Расход воды Gводы с ростом скорости полета (М>3,2) быстро увеличивается (фиг. 3), поэтому форсирование водой следует применять на предельно больших высотах, где расходы воздуха и, соответственно, воды - минимальны. При рациональном выборе исходных параметров ТРД и траектории полета способ позволяет ЛА с ТРД за минимальное время достигнуть гиперзвуковых скоростей полета (это видно по характеру изменения CR).

Общий к.п.д. двигателя ηо с ростом скорости полета растет, приближаясь к 0,6 (фиг. 3, где ηе - эффективный к.п.д., ηп - полетный к.п.д.), что является следствием роста суммарной степени повышения давления πΣ (эффективный к.п.д.) и той же скорости полета (полетный к.п.д.).

Температура рабочих лопаток турбины Тлт на скоростях M>2,2 поддерживается на уровне 1200 К (фиг. 3) за счет подачи воды в смеситель 4 (фиг. 1).

На фиг. 4 представлена характеристика компрессора в системе ТРД с рабочей линией мг-м-эк-ф-ф'. Перемещение вдоль этой линии осуществляется за счет изменений Тг* и , а также за счет подачи воды на вход в компрессор. Характерными режимами являются: малый газ (мг), максимальный режим (м), экономичный режим (эк), гиперфорсированный режим (ф-ф'). Малый газ реализуется при закрытом сопле и минимальной Тг*; максимальный режим - при максимальной Тг* и различных от минимального (на малых скоростях) до максимального (на больших скоростях); экономичный режим - на дозвуковых скоростях при полностью раскрытом сопле; гиперфорсированный - при подаче воды на вход в компрессор.

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

Способ позволяет летательным аппаратам с турбореактивными двигателями развивать гиперзвуковые скорости полета, может быть использован в самолетах-перехватчиках (разгонщиках). Авторское название способа - гиперфорсаж.

1. Способ форсирования турбореактивного двигателя, состоящего из входного устройства, турбокомпрессора, у которого лопатки турбины охлаждаются воздухом, отбираемым от компрессора, выходного устройства, заключающийся в том, что на вход в компрессор подается вода, отличающийся тем, что вода подается на скоростях полета более 3,2 чисел Маха при температуре газа перед лопатками турбины более 2300 К и частоте вращения компрессора, превышающей более чем в 1,3 раза частоту вращения компрессора в условиях взлета.

2. Способ форсирования турбореактивного двигателя по п. 1, отличающийся тем, что к воздуху, отбираемому от компрессора, подводится вода.

3. Способ форсирования турбореактивного двигателя по п. 1, отличающийся тем, что температура воздуха на входе в компрессор - постоянная величина.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к системам генерации энергии. Технический результат: повышение КПД.

Изобретение относится к энергетике. Способ эксплуатации газотурбинной установки, в которой сжатый воздух выходит из компрессора и подается для охлаждения термически нагруженных компонентов камеры сгорания или турбины.

Изобретение относится к области энергетики. При работе газотурбинной установки охлаждение сжатого воздуха в смесительных камерах турбокомпрессора осуществляют путем подачи в смесительные камеры незамерзающего при минусовых температурах окружающей среды антифриза в виде капель размером 20-500 мкм и полного вывода антифриза из смесительных камер с помощью сепарационно-вихревых устройств после безыспарительного нагрева антифриза.

Изобретение относится к компрессоростроению и может быть использовано в теплоэнергетике, газоперекачивающих станциях, наземных и судовых транспортных средствах в стационарных газотурбинных установках, имеющих в своем составе осевой многоступенчатый компрессор.

Способ рекуперации энергии при сжатии газа компрессорной установкой (1), имеющей две или более ступеней сжатия. Каждая из ступеней образована компрессором (2, 3).

Изобретение относится к авиадвигателестроению. .

Изобретение относится к энергетике и может быть использовано на тепловых электрических станциях. .

Изобретение относится к области двигателестроения, в частности к авиационным одноконтурным газотурбинным двигателям, служащим приводом электрогенератора, нагнетателя газа или водяного подкачивающего насоса.

Изобретение относится к области энергетики, более конкретно к газотурбинным установкам, работающим на твердом, жидком или газообразном топливе, в том числе на продуктах газификации угля, и может найти применение при создании сравнительно простых стационарных или мобильных энергоустановок различной единичной мощности.

Изобретение относится к области энергетики и может быть использовано при создании новых и совершенствовании действующих парогазовых установок (ПГУ) контактного типа (ПГУ-К), предназначенных для выработки электроэнергии и тепла, а также в качестве силового привода, например, компрессоров газоперекачивающих станций магистральных газопроводов.

Способ форсирования двухконтурного турбореактивного двигателя, заключающийся в подаче в основную камеру сгорания форсажного топлива. Коллектор форсажного топлива расположен в зоне вторичного воздуха основной камеры сгорания.

Способ эксплуатации газотурбинной комбинированной теплоэлектростанции, содержащей компрессорную установку и турбинную установку, заключается в том, что полезную работу отбирает по меньшей мере одно устройство, имеющееся в станции, при котором производят топочные газы камерой сгорания, установленной перед турбинной установкой.

Изобретение относится к области эксплуатации газотурбинных двигателей, в частности к двигателям, применяемым в качестве привода нагнетателя газоперекачивающих агрегатов, контролю технического состояния и его восстановлению.

Способ работы газовой турбины с последовательным сгоранием, при этом газовая турбина содержит компрессор, первую камеру сгорания собственно с первой камерой сгорания и первыми горелками, которая принимает сжатый воздух из компрессора, вторую камеру сгорания собственно со второй камерой сгорания и вторыми горелками, которая принимает горячий газ из первой камеры сгорания с заданной температурой на впуске второй камеры сгорания, и турбину, которая принимает горячий газ из второй камеры сгорания.

Газотурбинная установка повышенной эффективности содержит газификатор угля, систему очистки продуктов газификации, регенеративные теплообменники, камеру сгорания, газовую турбину, воздушный многоступенчатый турбокомпрессор со смесительными камерами.

Изобретение относится к области энергетики. При работе газотурбинной установки охлаждение сжатого воздуха в смесительных камерах турбокомпрессора осуществляют путем подачи в смесительные камеры незамерзающего при минусовых температурах окружающей среды антифриза в виде капель размером 20-500 мкм и полного вывода антифриза из смесительных камер с помощью сепарационно-вихревых устройств после безыспарительного нагрева антифриза.

Система генерирования мощности с комбинированным циклом содержит паротурбинную систему, газотурбинную систему, включающую в себя компрессор, камеру сгорания и газовую турбину; парогенератор с регенерацией тепла, проточную линию.

Изобретение относится к компрессоростроению и может быть использовано в теплоэнергетике, газоперекачивающих станциях, наземных и судовых транспортных средствах в стационарных газотурбинных установках, имеющих в своем составе осевой многоступенчатый компрессор.

Газотурбинная установка с впрыском водяного пара в контур ГТУ содержит компрессор для сжатия воздуха, топливный насос, средства для подачи топлива, камеру сгорания, газовую турбину, электрогенератор для выработки электроэнергии, механические средства для передачи механической энергии от турбины на работу компрессора и на вращение электрогенератора, котел-утилизатор.

В изобретении предложены турбокомпрессорные генераторные установки (200, 300), содержащие компрессоры с высокой степенью сжатия и с более чем одним промежуточным охлаждением, и связанные с ними способы. Компрессор (245, 345) с высокой степенью сжатия и с более чем одним промежуточным охлаждением содержит корпус (246, 346) с группой камер (247, 248), по меньшей мере один вал (265, 365), проходящий внутри указанных камер, и рабочие колеса (257, 258), установленные соответственно на указанном, по меньшей мере одном валу внутри указанных камер. Каждая камера имеет газовпускное отверстие и газовыпускное отверстие для обеспечения возможности впуска газового потока в эту камеру и выпуска из нее. Газовый поток последовательно сжимается в каждой из указанных камер и охлаждается снаружи указанного корпуса при переходе из одной камеры в следующую камеру из указанных камер. 3 н. и 8 з.п. ф-лы, 4 ил.
Наверх