Патент на изобретение №2187009

(54) ДВУХКАМЕРНЫЙ ТУРБОРЕАКТИВНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ (ВАРИАНТЫ)

(57) Реферат:

Двухкамерный турбореактивный двигатель содержит входное устройство, компрессор, турбину, основную камеру сгорания, расположенную между компрессором и турбиной, и эжекторное сопло. Эжекторное сопло состоит из первичного (внутреннего) сопла, соединенного с компрессором каналом с расположенной внутри последнего дополнительной камерой сгорания, и вторичного (наружного) сопла, соединенного с турбиной каналом, внутри которого расположена форсажная камера сгорания. Степень понижения давления на турбине в 2-2,5 раза меньше степени сжатия воздуха в компрессоре: 15-20. При другом варианте выполнения двухкамерного турбореактивного двигателя давления в основной и дополнительной камерах одинаковы. Наружное сопло выполнено сверхзвуковым. Срез внутреннего сопла располагается внутри расширяющейся части наружного сопла. Изобретение позволяет уменьшить удельную массу двигателя. 2 с. и 1 з.п. ф-лы, 7 ил.

Изобретение относится к авиадвигателестроению.

Известны одноконтурные турбореактивные (ТРД) двигатели (Теория и расчет ВРД. Под ред. С.М. Шляхтенко, Москва, Машиностроение, 1987, стр. 16, рис. 1.1). Двигатели имеют повышенные удельные расходы топлива, что обусловлено высокой температурой газа, истекающего из сопла.

Известны двухконтурные ТРД (SU, 312328, 1941 г.). Двигатели имеют увеличенную площадь миделя (из-за наличия низконапорного вентилятора) и, как следствие, увеличенную удельную массу.

Известны форсированные ТРД (Теория и расчет ВРД. Под ред. С.М. Шляхтенко, Москва, Машиностроение, 1987, стр. 16-17, рис. 1.2, 1.4). Двигатели имеют пониженный (из-за пониженного давления в форсажной камере) термический к.п.д.

Известны двухконтурные ТРД с форсированием по наружному контуру (Ю.Н. Нечаев, P.M. Федоров. Теория авиационных ГТД, часть 2, Москва, Машиностроение, 1978, стр.232, рис. 17.3 (б)). Двигатели имеют пониженный термический к. п. д. , дозвуковые сопла. В целом, двигатели с форсированием по наружному контуру уступают своему аналогу – двухконтурному ТРД с общей камерой смешения (менее экономичные и менее скоростные).

Известен турбореактивный двигатель с отбором воздуха из-за компрессора (Патент GB 1201526, МПК F 02 К 3/02, 1970), в котором используется дополнительная камера сгорания, расположенная в затурбинном пространстве, для создания дополнительной тяги. Недостатком двигателя является высокий удельный расход топлива на крейсерских режимах работы двигателя, что является следствием высоких тепловых потерь при истечении газа в атмосферу (температура истекающих газов не может быть ниже температуры газов за турбиной).

Известны звуковые газовые эжекторы (Т.Н. Абрамович. Прикладная газовая динамика, Москва, Наука, 1976, стр. 487, рис.9.4).

Известны сверхзвуковые газовые эжекторы (Т. Н. Абрамович. Прикладная газовая динамика, Москва, Наука, 1976, стр. 534, рис.9.22).

Наиболее близкими аналогами изобретения являются:
1. Турбореактивный двигатель с отбором воздуха из-за компрессора (Патент GB 1201526, МПК F 02 К 3/02, 1970).

2. Двухконтурный ТРД с форсированием по наружному контуру (Ю.Н. Нечаев, P.M. Федоров. Теория авиационных ГТД, часть 2, Москва, Машиностроение, 1978, стр.232, рис. 17.3(б)).

Целью изобретения является улучшение удельных (тяга, расход топлива, масса) характеристик двигателя.

Поставленная цель достигается тем, что воздух за компрессором известного ТРД, у которого степень понижения давления на турбине в 2-2,5 раза меньше степени сжатия воздуха в компрессоре, величина которой 15-20, делится на два потока, каждый из которых направляется в камеру сгорания (основную и дополнительную) и далее в эжекторное сопло. При этом часть энергии одного из потоков расходуется на механическую работу (привод компрессора).

Сущность изобретения состоит в том, что турбореактивный двигатель имеет два взаимосвязанных термодинамических цикла с подводом тепла при равных давлениях и общее сверхзвуковое сопло, в котором смешение газов либо отсутствует, либо происходит на укороченном сверхзвуковом участке общего сопла.

Наличие двух термодинамических циклов позволяет в наибольшей степени реализовать термодинамические возможности получения максимальной свободной работы тепловой машиной при наличии двух основных ограничений: по температуре газа перед лопатками турбины и теплотворной способности топлива. Взаимосвязь циклов (изменение соотношения работ), обеспечиваемая количественными показателями степеней расширения газа на турбине и сжатия воздуха в компрессоре, позволяет получать широкий диапазон удельных параметров двигателя. Равенство давлений позволяет использовать общий компрессор и обеспечить высокий термический к. п.д. для обоих циклов. Общее сопло с газодинамическим разделением потоков позволяет обеспечить многорежимность. а отсутствие смешения между потоками – минимальные потери.

Изобретение реализуется посредством схем (фиг. 1, 2, 3).

Важными свойствами схем являются:
1. Возможность получения высоких удельных тяг (более 110 кгс/кг) при относительно низких (для форсированных режимов) удельных расходах топлива (менее 1,3 кг/кгч).

2. Возможность использования однокаскадного компрессора. Оптимальные степени повышения давления компрессора (как экономические, так и тяговые) составляют: Пк15-20. При этом изменение тяги двигателя (в широком диапазоне) может осуществляться без изменения частоты вращения компрессора (за счет дополнительной камеры сгорания).

3. Возможность регулирования компрессора изменением критического сечения сопла (фиг.3).

4. Возможность применения нерегулируемых внутренних сопел (фиг. 1, 2, 3).

5. Возможность уменьшения массы (миделя) двигателя за счет использования вала в качестве канала для подвода воздуха в дополнительную камеру сгорания (фиг. 1).

6. Возможность применения форсажа (фиг.2).

7. Возможность применения регенерации тепла (фиг.2). Каналы, соединяющие дополнительную камеру сгорания с компрессором, являются естественным теплообменником.

8. Многорежимность сверхзвуковых сопел, которая обеспечивается газодинамическим разделением потоков (фиг. 1, 2).

9. Возможность использования смешанных топлив, обладающих различной теплотворной способностью (фиг. 1, 2, 3).

10. Простота конструкции, простота управления.

Двигатели (фиг. 1, 2, 3) относятся к разряду двигателей большой тяговооруженности для средних скоростей полета (Мп менее 2,5).

На фиг. 1 изображена схема турбореактивного двигателя;
на фиг.2 – схема турбореактивного двигателя;
на фиг.3 – схема турбореактивного двигателя;
на фиг. 4 – зависимость тяги от скорости полета;
на фиг.5 – зависимость удельного расхода топлива от скорости полета;
на фиг. 6 – зависимость коэффициента тяги от скорости полета;
на фиг. 7 – зависимость общего к.п.д. от скорости полета.

Турбореактивный двигатель (фиг. 1) состоит из входного устройства 1, компрессора 2, основной камеры сгорания 3, турбины 4, дополнительной камеры сгорания 5, эжекторного сопла 6. При этом эжекторное сопло 6 – сверхзвуковое с регулируемым вторичным (внешним) соплом и нерегулируемым первичным (внутренним) соплом. Основная камера сгорания 3 расположена между компрессором 2 и турбиной 4, а дополнительная камера сгорания 5 расположена внутри канала, проходящего через вал двигателя и соединяющего компрессор с входом в первичное сопло. Вторичное сопло соединено с турбиной каналом.

Работа двигателя осуществляется следующим образом. Воздух из атмосферы через входное устройство 1 поступает в компрессор 2 для сжатия. Сжатый до заданного давления воздух делится на два потока.

Первый поток поступает в основную камеру сгорания 3, куда одновременно через форсунки впрыскивается мелкораспыленное топливо. Образующийся в результате сгорания газ поступает на турбину 4, которая приводит во вращение компрессор 2. Выходящий из турбины газ поступает с дозвуковой скоростью во вторичное сопло.

Второй поток через канал внутри вала поступает в дополнительную камеру сгорания 5, куда одновременно через форсунки впрыскивается мелкораспыленное топливо. Образовавшийся в результате сгорания газ истекает со звуковой (сверхзвуковой) скоростью из первичного во вторичное сопло.

В дозвуковой части вторичного сопла первый и второй потоки движутся параллельно с ускорением, практически, не перемешиваясь (Г.Н. Абрамович. Прикладная газовая динамика, Москва, Наука, 1976, стр. 491, рис.9.7 (б)). В критическом сечении скорость первого потока достигает скорости звука, после чего начинается смешение потоков. На срезе сверхзвукового сопла скорость истечения обоих потоков достигает максимального значения, что создает высокую удельную тягу.

Потери давления от смешения потоков минимальны, поскольку смешение происходит на коротком участке (расширяющаяся часть наружного сопла), и, практически, можно считать, что потоки движутся независимо.

Теоретические исследования, выполненные автором, показывают, что удельные параметры двухкамерного ТРД (R_уд – удельная тяга. С_уд – удельный расход топлива) могут быть оценены по отношению к аналогичным удельным параметрам однокамерного ТРД соотношениями:


где R_{уд трд} – удельная тяга ТРД,
С_{уд трд} – удельный расход топлива ТРД,
Тг₁* – температура газа в основной камере сгорания,
Тг₂* – температура газа в дополнительной камере сгорания.

Оптимальная степень сжатия двухкамерного ТРД определяется как:
Порt=(0,95-0,97)Порt_трд,
где Порt_трд – оптимальная степень сжатия ТРД.

Анализ представленных соотношений показывает:
1. Удельная тяга и удельный расход топлива в двухкамерном ТРД изменяются, практически, пропорционально (Tг₁* const, Tг₂*= var).

2. Максимальная удельная тяга двухкамерного ТРД выше максимальной удельной тяги ТРД приблизительно в раз, где Tг₂*=Tг₂*_max.

3. Минимальный удельный расход топлива двухкамерного ТРД ниже минимального удельного расхода ТРД приблизительно в раз, где Tг₂*= Tг₂*_min.

4. Оптимальная степень сжатия двухкамерного ТРД на 3-5% ниже оптимальной степени сжатия ТРД.

Теоретически, наилучшие характеристики двухкамерный ТРД имеет при равенстве степеней повышения давления в компрессоре (Пк) и понижения давления на турбине (Пт). Практически, наилучшим соотношением между Пк и Пт является: Пк= (2-2,5)Пт, что связано с ограничением по площади миделя и обеспечением условий работы выходного устройства.

Расчеты показывают, что при существующих характеристиках элементов турбореактивных двигателей (с учетом потерь) реальный двигатель (Пк=20, Пт=10, Tг₁*=1600К, =1,1) в стартовых условиях имеет характеристики:
– при выключенной дополнительной камере сгорания: Rуд=68 [данс/кг]; Суд=0,851 [кг/данч];
– при работающей дополнительной камере сгорания: Ryд=110 [дaнc/кг]; Cyд=1,3 [кг/данч].

В полетных условиях у двухкамерных ТРД частота вращения компрессора остается постоянной. Изменение тяги осуществляется за счет изменения режима работы дополнительной камеры сгорания. Сужающееся сопло (из-за высоких температур) – нерегулируемое. В связи с этим у двигателей, выполненных по схемам (фиг. 1, 2), турбина должна иметь запас работы не менее 30%, что необходимо для обеспечения высоких Пк при работе с выключенной дополнительной камерой сгорания. Высокие степени сжатия (Пк=15-20) позволяют использовать вал двигателя (фиг. 1) в качестве канала для подвода воздуха в дополнительную камеру сгорания (для двигателя с тягой 10 т минимальный диаметр канала составляет 16-20 см).

На фиг. 2 показана схема форсированного двухкамерного ТРД. Новым элементом двигателя является форсажная камера 7 сгорания, расположенная внутри канала, соединяющего турбину со вторичным соплом. Дополнительная камера сгорания 5 соединена каналом, состоящим из патрубков 8 и канала, образующего наружный контур, с компрессором.

Работа двигателя осуществляется следующим образом. При достижении сверхзвуковой скорости полета (Мп более 1,5) в форсажную камеру сгорания впрыскивается мелкораспыленное топливо. В результате сгорания топлива увеличиваются: температура газа, скорость его истечения и, соответственно, тяга двигателя.

На фиг. 3 показана схема двухкамерного ТРД со сверхзвуковым эжектором. Двигатель имеет дополнительную камеру сгорания 5, расположенную в наружном канале, соединяющим компрессор с регулируемым сверхзвуковым (наружным) соплом 9, канал 10, соединяющий турбину с нерегулируемым звуковым (внутренним) соплом 11. Сопло 11 расположено так, что его срез находится внутри расширяющейся части сопла 9, образуя тем самым сверхзвуковой газовый эжектор.

Работа двигателя осуществляется следующим образом. Воздух сжимается в компрессоре, после чего делится на два потока. Первый поток поступает в основную камеру сгорания и далее через турбину по каналу 10 в сопло 11. Второй поток поступает в дополнительную камеру сгорания 5 и далее в сопло 9. Давление газа в первом потоке (после прохождения турбины) меньше давления газа во втором потоке.

Первый поток разгоняется в сопле 11 до скорости звука (статическое давление понижается на величину критического перепада). Второй поток разгоняется в сопле 9 до сверхзвуковой скорости (статическое давление в плоскости среза сопла 11 понижается до давления меньшего, чем в первом потоке, что достигается за счет существенно большей скорости течения второго потока). В сечении среза сопла 11 потоки встречаются, смешиваются и ускоряются.

Достоинством схемы фиг.3 является то, что работа дополнительной камеры сгорания не оказывает влияния на работу компрессора. Недостатком схемы является то, что температура газа в дополнительной камере сгорания ограничена из-за необходимости охлаждения внутреннего корпуса. Недостатком также является то, что нельзя одновременно (кроме расчетного режима) обеспечить полное расширение газа в обоих потоках, поскольку перепад давлений на звуковом сопле определяется режимом работы сверхзвукового сопла, который в условиях полета постоянно меняется. Независимость режимов работы сопел может быть обеспечена, если звуковое сопло вынести за пределы сверхзвукового сопла, но в этом случае звуковое сопло будет работать в режиме максимального недорасширения.

На фиг. 4-7 показана скоростная характеристика (для высоты 11 км) двухкамерных двигателей, выполненных по схемам фиг. 1, 2, 3 с исходными данными: тяга на старте R=10 т; Тг₁*=1600 К; Тг₂*=2300 К; Тф*=2000 К; Пк=20; Пт=9; характеристики элементов – стандартные. Скоростная характеристика состоит из трех характерных участков: 1 – работает основная камера сгорания; 2 – работают основная и дополнительная камеры сгорания; 3 – работают основная, дополнительная и форсажная камеры сгорания (для схемы фиг.2).

Исследования, выполненные автором, показывают, что двухкамерные ТРД обладают достаточно высоким газодинамическим совершенством, просты в конструкции и управлении. Ожидаемое уменьшение удельной массы двигателя (по отношению к известным ТРД) составляет 25-40%.

Формула изобретения

1. Двухкамерный турбореактивный двигатель, содержащий входное устройство, компрессор, турбину, основную камеру сгорания, расположенную между компрессором и турбиной и эжекторное сопло, состоящее из первичного (внутреннего) сопла, соединенного с компрессором каналом, внутри которого расположена дополнительная камера сгорания, и вторичного (наружного) сопла, соединенного с турбиной каналом, внутри которого расположена форсажная камера сгорания, отличающийся тем, что степень понижения давления на турбине в 2-2,5 раза меньше степени сжатия воздуха в компрессоре, величина которой 15-20.

2. Двухкамерный турбореактивный двигатель по п.1, отличающийся тем, что канал, соединяющий компрессор с дополнительной камерой сгорания, проходит через вал двигателя.

3. Двухкамерный турбореактивный двигатель, содержащий входное устройство, компрессор, турбину, основную камеру сгорания, расположенную между компрессором и турбиной, канал, соединяющий турбину с внутренним соплом, канал, соединяющий компрессор с наружным соплом, дополнительную камеру сгорания, расположенную в наружном канале, отличающийся тем, что давление газа в основной и дополнительной камерах одинаково, наружное сопло – сверхзвуковое, а срез внутреннего сопла расположен внутри расширяющейся части наружного сопла.

РИСУНКИ

MM4A Досрочное прекращение действия патента Российской Федерации на изобретение из-за неуплаты в установленный срок пошлины за поддержание патента в силе

Дата прекращения действия патента: 22.02.2004

Извещение опубликовано: 7.05.2005 БИ: 15/2005