Двухконтурный турбореактивный двигатель

Двухконтурный турбореактивный двигатель с раздельными контурами со степенью двухконтурности более десяти состоит из входного устройства, вентилятора; внутреннего контура, внутри которого расположены компрессор (компрессоры), камера сгорания, турбины; внешнего контура, состоящего из кольцевого канала и сопла. Двигатель снабжен диффузорным выходным патрубком, являющимся продолжением внутреннего контура и состоящим из расширяющихся каналов, расположенных внутри внешнего контура и сообщенных с атмосферой. Изобретение позволяет повысить перепад давлений в турбине привода вентилятора, передать часть теплоты из внутреннего контура во внешний контур, что позволяет повысить эффективный и полетный к.п.д. 3 ил.

 

Изобретение относится к авиадвигателестроению.

Основным трендом для ТРДД является повышение их экономичности. Достигается это за счет увеличения эффективного и полетного к.п.д. ТРДД. Эффективный к.п.д. ТРДД можно повысить двумя способами: за счет изменения вида термодинамического цикла ТРДД, и за счет изменения его параметров. Полетный к.п.д. ТРДД можно повысить за счет повышения степени двухконтурности ТРДД, величина которой, в конечном счете, определяется тем же термодинамическим циклом ТРДД (чем больше работа цикла, тем больше степень двухконтурности).

Целью изобретения является повышение экономичности ТРДД.

Известны двухконтурные турбореактивные двигатели с раздельными контурами со степенями двухконтурности более десяти (например, Trent 1000, НК-93 и др.), состоящие из входного устройства, вентилятора; внутреннего контура, внутри которого расположены: компрессор (компрессоры), камера сгорания, турбины, сопло; внешнего контура, состоящего из кольцевого канала и сопла (Теория и расчет воздушно-реактивных двигателей / Под ред. С.М. Шляхтенко. - М.: Машиностроение, 1987, с. 17, рис. 1.3).

Известны турбовинтовые газотурбинные двигатели с регенерацией тепла (там же, с. 354, рис. 11.3).

Известны турбовальные газотурбинные двигатели, у которых за свободной турбиной устанавливается не сопло, а диффузорный выходной патрубок (Нечаев Ю.Н., Федоров P.M. Теория авиационных газотурбинных двигателей. Ч. 2. - М.: Машиностроение, 1978, с. 268, рис. 19.2).

Поставленная цель достигается тем, что в ТРДД с раздельными контурами со степенью двухконтурности более десяти снабжен диффузорным выходным патрубком, являющимся продолжением внутреннего контура (вместо сопла) и состоящим из расширяющихся каналов, расположенных внутри внешнего контура, сообщенных с атмосферой.

Сущность изобретения заключается в том, что выходной патрубок позволяет: а) увеличить степень понижения давления в турбине привода вентилятора; б) изменить вид термодинамического цикла ТРДД; в) осуществить регенерацию теплоты во внешнем контуре.

На фиг. 1 показан ТРДД;

на фиг. 2 показан термодинамический цикл ТРДД (внутренний контур);

на фиг. 3 показан термодинамический цикл ТРДД (внешний контур).

Двухконтурный ТРД (фиг. 1) состоит из входного устройства 1, вентилятора 2, внутреннего и внешнего контуров. Во внутреннем контуре расположены: компрессоры 3, камера сгорания 4, турбины 5, выходной патрубок 6, состоящий из диффузорных каналов, которые расположены внутри внешнего контура 7 и сообщены с атмосферой. Внешний контур 7 представляет собой кольцевой канал, заканчивающийся соплом 8.

Работа двигателя не отличается от работы ТРДД с раздельными контурами, за исключением работы турбины 5 и выходного устройства (патрубок 6). В турбине 5 срабатывается перепад давлений, превышающий располагаемый перепад давлений (отношение давления газа перед турбиной к атмосферному). В результате скорость газа за турбиной увеличивается, а статическое давление становится меньше атмосферного. В диффузорных каналах 6 газ тормозится до скорости, при которой его статическое давление становится равным атмосферному, после чего газ истекает в атмосферу.

Каналы 6 обдуваются воздухом внешнего контура, температура которого меньше температуры выхлопных газов. Между горячим газом и воздухом устанавливается тепловой поток, в результате которого температура выхлопных газов понижается, а температура воздуха повышается. Понижение температуры выхлопных газов снижает затраты энергии на их сжатие при торможении в каналах 6, а так же уменьшает потери с выхлопом. Повышение температуры воздуха увеличивает скорость истечения воздуха из сопла 8, которая, как известно, пропорциональна корню квадратному из указанной температуры.

На фиг. 2 показан термодинамический цикл ТРДД (внутренний контур) в Р-υ координатах. Здесь н-в - сжатие воздуха во входном устройстве и вентиляторе; в-к - сжатие воздуха в компрессорах; к-г - процесс в камере сгорания; г-тк - расширение газа в турбинах привода компрессоров; тк-т - расширение газа в турбине привода вентилятора; т-с - сжатие газа в каналах выходного патрубка. Сжатие газа происходит с отводом тепла во внешний контур ТРДД (температура газа приближается к температуре воздуха наружного контура Тв* - точка с). Работа цикла внутреннего контура Lц1 (площадь н-к-г-т-с-н) увеличивается на величину затененной области.

На фиг. 3 показан термодинамический цикл ТРДД (внешний контур) в Р-υ координатах. Здесь н-в - сжатие воздуха во входном устройстве и вентиляторе; в-с' - расширение газа в сопле внешнего контура. Расширение воздуха происходит с подводом тепла из внутреннего контура ТРДД, что ведет к появлению работы цикла внешнего контура Lц2 (затененная область), которая в прототипе отсутствует.

Работа цикла ТРДД определяется как Lц=Lц1+m⋅Lц2, где m - степень двухконтурности ТРДД.

Таким образом, работа цикла ТРДД увеличивается по трем взаимосвязанным причинам:

увеличивается работа цикла внутреннего контура Lц1 (фиг. 2, затененная область), как результат увеличения перепада давлений в турбине привода вентилятора вследствие использования выходного патрубка;

увеличивается степень двухконтурности m, как результат совместной работы вентилятора и выходного патрубка;

увеличивается работа цикла внешнего контура Lц2 (фиг. 3), как результат совместной работы вентилятора и выходного патрубка.

Увеличение работы цикла внутреннего контура Lц1 при неизменной степени повышения давления воздуха в вентиляторе повышает расход воздуха через внешний контур, т.е. степень двухконтурности m. Повышение степени двухконтурности m улучшает теплообмен между газом внутреннего контура (выходным патрубком) и воздухом внешнего контура, что повышает работу цикла внешнего контура Lц2.

По отношению к прототипу (ТРДД с раздельными контурами) работа цикла Lц при тех же параметрах цикла увеличивается, а следовательно, увеличивается эффективный к.п.д. ТРДД, так как подвод энергии (процесс к-г) тот же.

Повышение степени двухконтурности т, как следствие совместной работы вентилятора и выходного патрубка (см. выше), повышает полетный к.п.д. ТРДД.

Соответственно, общий к.п.д. ТРДД, который определяется как произведение эффективного и полетного к.п.д., повышается (по предварительной оценке на 3÷5%).

Таким образом, предложена новая газодинамическая схема ТРДД с отличительными признаками, указанными в формуле изобретения, в которой влияние отличительных признаков (совместная работа вентилятора и выходного патрубка) на конечный результат (повышение общего к.п.д. ТРДД), ранее не было известно.

Двухконтурный турбореактивный двигатель предназначен для использования в гражданской и военно-транспортной авиации.

Двухконтурный турбореактивный двигатель с раздельными контурами со степенью двухконтурности более десяти, состоящий из входного устройства, вентилятора; внутреннего контура, внутри которого расположены компрессор (компрессоры), камера сгорания, турбины; внешнего контура, состоящего из кольцевого канала и сопла, отличающийся тем, что двигатель снабжен диффузорным выходным патрубком, являющимся продолжением внутреннего контура и состоящим из расширяющихся каналов, расположенных внутри внешнего контура и сообщенных с атмосферой.



 

Похожие патенты:

Способ охлаждения двухконтурного турбореактивного двигателя заключается в сжатии воздуха, используемого при охлаждении, в компрессоре с последующим его охлаждением в теплообменнике, установленном во втором контуре двигателя.

Теплообменный модуль системы кондиционирования воздуха самолета содержит воздухо-воздушный теплообменник, соединенный трубопроводами на входе с запорно-регулирующим устройством и с одной из ступеней компрессора высокого давления в двигателе, а на выходе соединенный трубопроводом с системой кондиционирования воздуха.

Изобретение относится к авиадвигателестроению. .

Турбовинтовой двигатель содержит турбовальный газотурбинный двигатель и редуктор воздушных винтов. Выводной вал турбовального газотурбинного двигателя соединен с редуктором воздушных винтов с помощью механической трансмиссии.

Авиационная силовая установка содержит турбореактивный двухконтурный двигатель с внешним и внутренним контурами и по меньшей мере один выносной вентиляторный модуль.

Двухконтурный турбореактивный двигатель (1), в особенности для летательного аппарата, в котором циркулируют сверху по потоку вниз воздушные потоки, при этом турбомашина (1) проходит в осевом направлении и содержит внутренний корпус (11), межконтурный корпус (12) и наружный корпус (13).

Турбореактивный двигатель содержит три камеры сгорания с газовоздушными контурами, подключенные к соплам, компрессоры и турбину. Одна камера сгорания расположена между компрессором и турбиной, а две другие - за ней, одна вокруг другой.

Способ повышения тяги двухконтурного турбореактивного двигателя, содержащего вентилятор, компрессор, камеру сгорания, турбину высокого давления, турбину низкого давления, сопло внутреннего контура и сопло наружного контура, заключается в том, что в канале наружного контура перед входом в сопло устанавливаются направляющие лопатки, позволяющие получить за срезом сопла внутреннего контура зону пониженного давления, что обеспечивает увеличение скорости истечения из сопла внутреннего контура и возрастание расхода воздуха через двигатель.

Двигательная установка гиперзвукового самолета содержит фюзеляж, воздухозаборник, корпус, компрессора низкого, среднего и высокого давления с роторами, камеру сгорания, установленную за компрессором высокого давления, газовую турбину, первый вал, соединяющий компрессор низкого давления и газовую турбину, реактивное сопло и топливную систему, использующую водород, соединенную с камерой сгорания.

Двигательная установка гиперзвукового самолета содержит мотогондолу, воздухозаборник, корпус, компрессор с ротором компрессора, камеру сгорания, установленную за компрессором и соединенную с ним воздушным трактом, газовую турбину, реактивное сопло и топливную систему, соединенную с камерой сгорания.

Изобретение позволяет улучшить согласование взлетного и крейсерского режимов работы двигателя и повысить топливную экономичность двигателей гражданской и транспортной авиации.

Изобретение относится к передней части (122) разделителя осевой турбомашины, предназначенной для разделения кольцевого потока в турбомашине на первичный поток (118) и вторичный поток (120) для прохождения термодинамического цикла.

Газотурбинный двигатель содержит опору центрального узла, узел зубчатой передачи и гибкую опору. Опора центрального узла образует внутреннюю кольцевую стенку для осевого контура, содержащую первое монтажное средство.

Двухконтурный турбореактивный двигатель с раздельными контурами со степенью двухконтурности более десяти состоит из входного устройства, вентилятора; внутреннего контура, внутри которого расположены компрессор, камера сгорания, турбины; внешнего контура, состоящего из кольцевого канала и сопла. Двигатель снабжен диффузорным выходным патрубком, являющимся продолжением внутреннего контура и состоящим из расширяющихся каналов, расположенных внутри внешнего контура и сообщенных с атмосферой. Изобретение позволяет повысить перепад давлений в турбине привода вентилятора, передать часть теплоты из внутреннего контура во внешний контур, что позволяет повысить эффективный и полетный к.п.д. 3 ил.

Наверх