Патент на изобретение №2251012

(54) УСТРОЙСТВО ПРЕДОТВРАЩЕНИЯ ПОМПАЖА АВИАЦИОННОГО ДВУХКОНТУРНОГО ТУРБОРЕАКТИВНОГО ДВИГАТЕЛЯ (ТРДД) НА ВЗЛЕТНОМ РЕЖИМЕ

(57) Реферат:

Устройство для предотвращения помпажа авиационного двухконтурного турбореактивного двигателя на взлетном режиме содержит расположенную в промежуточном пространстве между внутренним и наружным контурами разделительную перегородку, делящую его на два газодинамически связанных отсека. Один из отсеков сообщается с наружным контуром, а другой через сопла – с окружающей средой. Между наружным контуром и промежуточным пространством установлены заслонки-воздухозаборники. Между промежуточным пространством и окружающей средой установлены сопла. Устройство снабжено датчиками соответственно приемистости и режима работы двигателя, установленным в промежуточном пространстве кольцевым охладителем, охватывающим корпус компрессора высокого давления. Сопла и заслонки-воздухозаборники снабжены приводными механизмами, регулирующими величины их площадей, а отсеки газодинамически связаны между собой посредством кольцевого охладителя. Изобретение позволяет уменьшить гидравлические потери в охлаждающем тракте при лучших весовых характеристиках устройства, предотвращающего помпаж авиационного двухконтурного турбореактивного двигателя на взлетном режиме. 2 ил.

Изобретение относится к области авиадвигателестроения.

При эксплуатации авиационных ТРДД нередки случаи, когда при взлете самолета происходит помпаж двигателя. В результате создается аварийная ситуация, в лучшем случае происходит отмена рейса и досрочный съем двигателя для ремонта.

По оценкам FAA в США насчитывается 546, а во всем мире – 2200 двигателей с подобными недостатками. Общая стоимость операций по техобслуживанию и ремонту деталей ТРДД после помпажа на взлетном режиме оценивается в 8,7 миллиона долларов (см. Air et Cosmos, 2001, 11/V, №1795, р.31).

Основная причина помпажа при взлете самолета – уменьшение запасов устойчивой работы компрессора высокого давления (КВД) вследствие увеличения радиальных зазоров при работе двигателя на взлетном режиме после приемистости. Величины радиальных зазоров по ступеням КВД в течение нескольких десятков секунд после завершения приемистости значительно превышают расчетные величины. В результате происходит уменьшение запасов газодинамической устойчивости КВД, что в ряде случаев и приводит к помпажу двигателя на режиме взлета самолета.

Известен способ предотвращения помпажа (см. патент США №3267669, кл. 60-39.28, опубликован 23.08.66), в котором при начале помпажа перепускают часть топлива из топливной магистрали в топливный бак. Недостатком этих устройств является то, что они реагируют на уже произошедший помпаж и предотвращают его дальнейшее развитие, но при этом происходит значительное уменьшение тяги двигателя.

Наиболее близким техническим решением, выбранным за прототип, является US Patent 4163366, MПK F 02 К 3/04, 1979, которое содержит расположенную в промежуточном пространстве между внутренним и наружным контурами разделительную перегородку, делящую его на два газодинамически связанных отсека, один из которых сообщается с наружным контуром, а другой – с окружающей средой, установленные между наружным контуром и промежуточным пространством заслонки-воздухозаборники и между промежуточным пространством и окружающей средой сопла.

Предлагаемое устройство отличается тем, что оно снабжено датчиками соответственно приемистости и режима работы двигателя, установленным в промежуточном пространстве кольцевым охладителем, охватывающим корпус компрессора высокого давления, сопла и заслонки-воздухозаборники снабжены приводными механизмами, регулирующими величины их площадей, а отсеки газодинамически связаны между собой посредством кольцевого охладителя.

Недостатками прототипа являются:

– кольцевой охладитель, охватывающий корпус компрессора высокого давления, является внутренней обечайкой наружного контура. Воздух, входящий в промежуточный объем между наружным и внутренним контурами через входные отверстия и выходящий через выходные отверстия, протекает над корпусом компрессора с очень малой скоростью и не может эффективно охладить корпус компрессора. Поток воздуха осуществляется постоянно и на взлете и в полете. Скорость потока не регулируется;

– входные отверстия для ввода воздуха в промежуточный объем между наружным и внутренним контурами нерегулируемые;

– выходные отверстия также нерегулируемые.

Задача изобретения – предотвращение помпажа авиационного ТРДД в процессе взлета.

Техническим результатом предлагаемого устройства является предотвращение помпажа авиационного ТРДД посредством интенсивного охлаждения корпуса КВД в процессе взлета. Этот технический результат обеспечивается за счет того, что предлагаемое устройство для предотвращения помпажа авиационного двухконтурного турбореактивного двигателя на взлетном режиме содержит расположенную в промежуточном пространстве между внутренним и наружным контурами разделительную перегородку, делящую его на два газодинамически связанных отсека, один из которых сообщается с наружным контуром, а другой – с окружающей средой, установленные между наружным контуром и промежуточным пространством заслонки-воздухозаборники и между промежуточным пространством и окружающей средой сопла, отличается тем, что устройство снабжено датчиками соответственно приемистости и режима работы двигателя, установленным в промежуточном пространстве кольцевым охладителем, охватывающим корпус компрессора высокого давления, сопла и заслонки-воздухозаборники снабжены приводными механизмами, регулирующими величины их площадей, а отсеки газодинамически связаны между собой посредством кольцевого охладителя.

На фиг.1 изображена схема предлагаемого устройства. На фиг.2 показана структурная схема управления.

Заявляемое устройство содержит: кольцевой охладитель 1, корпус 2 компрессора высокого давления (КВД), промежуточное пространство 3, заслонки-воздухозаборники 4, исполнительные механизмы 5 управления заслонками-воздухозаборниками, разделительную перегородку 6, регулируемые сопла 7, исполнительные механизмы 8 управления соплами, отсек 9 перед разделительной перегородкой, отсек 10 за разделительной перегородкой, датчик 11 приемистости, датчик 12 режима работы двигателя, САУ 13 двигателя.

Работа устройства заключается в следующем.

По сигналам датчика 11 приемистости и датчика 12 режима работы двигателя САУ 13 двигателя выдает сигналы на исполнительные механизмы 5 и 8 для открытия регулируемых сопел 7 и заслонок-воздухозаборников 4 для интенсивного охлаждения корпуса 2 КВД. Воздух из наружного контура через регулируемые заслонки-воздухозаборники 4 поступает в передний отсек 9 перед разделительной перегородкой 6 в промежуточном пространстве 3, а затем через кольцевой канал между охладителем 1 и корпусом 10 КВД выходит в отсек 10 за разделительной перегородкой 6. Из отсека 10 воздух выпускается в окружающую среду через регулируемые сопла 7. Величина скорости потока, обдувающего корпус КВД, определяется величинами площадей регулируемых сопел 7 и заслонок-воздухозаборников 4, которые устанавливаются на основании расчетных или экспериментальных данных и задаются в память САУ 13 двигателя. После завершения работы двигателя на взлетном режиме САУ 13 двигателя выдает сигналы на исполнительные механизмы 5 и 8 для прикрытия регулируемых сопел 7 и заслонок-воздухозаборников 4 для прекращения интенсивного охлаждения корпуса КВД и установления охлаждения корпуса, необходимого для поддержания минимальных величин радиальных зазоров в КВД на крейсерских режимах полета.

Предлагаемое устройство обеспечивает предотвращение помпажа ТРДД на взлетном режиме и, кроме того, может быть использовано для поддержания минимальных величин радиальных зазоров в КВД на крейсерских режимах полета.

Формула изобретения

Устройство для предотвращения помпажа авиационного двухконтурного турбореактивного двигателя на взлетном режиме, содержащее расположенную в промежуточном пространстве между внутренним и наружным контурами разделительную перегородку, делящую его на два газодинамически связанных отсека, один из которых сообщается с наружным контуром, а другой через сопла – с окружающей средой, установленные между наружным контуром и промежуточным пространством заслонки-воздухозаборники и между промежуточным пространством и окружающей средой сопла, отличающееся тем, что устройство снабжено датчиками, соответственно, приемистости и режима работы двигателя, установленным в промежуточном пространстве кольцевым охладителем, охватывающим корпус компрессора высокого давления, сопла и заслонки-воздухозаборники снабжены приводными механизмами, регулирующими величины их площадей, а отсеки газодинамически связаны между собой посредством кольцевого охладителя.

РИСУНКИ