ТУРБОРЕАКТИВНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ Российский патент 1997 года по МПК F02K3/00 

Изобретение относится к авиационной промышленности, конкретно, к турбореактивным двигателям, и может быть использовано при создании турбореактивных самолетов.

Известен турбореактивный двигатель, содержащий расположенные в канале камеру сгорания, газовые турбины или сопло [1] Двигатель содержит два воздушных компрессора, три газовых турбины. Это позволяет повысить мощность двигателя. Однако коэффициент полезного действия такого двигателя относительно низок (порядка 25%), так как тяга в нем создается за счет сужения сопла по ходу возможного движения газов.

Известен турбореактивный двигатель, содержащий воздушный компрессор, газоходный канал, расположенные в газоходном канале камеру сгорания, газовую турбину и сопло [2] Двигатель содержит многосекционную камеру сгорания, каналы для отвода воздуха на охлаждение. Сжатый воздушным компрессором воздух поступает в камеру сгорания (ее секции) недостаточно турбулентным. Поэтому топливо недостаточно полно смешивается с воздухом, не полностью и недостаточно быстро сгорает, что ведет к снижению коэффициента полезного действия двигателя. Так как тяга в двигателе создается за счет сужения сопла на выходе газов, коэффициент полезного действия также снижается. Давление выделившегося газа не может дать газовому потоку наибольшее ускорение, так как камера сгорания, направляющий аппарат перед газовой турбиной и сама сноголопастная турбина создают значительное торможение.

По вышеупомянутым причинам коэффициент полезного действия известного двигателя в работающих моделях составляет 25-30% и в идеальных случаях не может превысить 50%
Наиболее близким к предложенному является турбореактивный двигатель, содержащий воздушный компрессор, имеющий ступени с лопатками, размещенные в газоходном канале, камеру сгорания (многосекционную), и в диффузоре сопло и газовую турбину с ротором и лопатками [3] Данная турбина имеет фактически те же ограничения, что и описанная выше, что не позволяет получать коэффициент полезного действия выше 50% В таком реактивном двигателе происходит неполное сгорание топлива, и используемое в нем сопло Лаваля не может значительно улучшить его рабочие характеристики. Возможный отбор сжатого воздуха от компрессора на охлаждение лопаток турбины снижает рабочие характеристики двигателя.

Была поставлена задача создать турбореактивный двигатель с повышенным коэффициентом полезного действия и улучшенными экологическими характеристиками за счет повышения полноты сгорания топлива. Эта задача была решена настоящим изобретением.

В турбореактивном двигателе, содержащем воздушный компрессор, имеющий ступени с лопатками, размещенные в газоходном канале, камеру сгорания и в диффузоре сопло и газовую турбину с ротором и лопатками, согласно изобретению двигатель снабжен цилиндрическими стержнями, закрепленными на роторе турбины перед камерой сгорания, размещенной в конфузоре газоходного канала, причем количество цилиндрических стержней равно количеству лопаток последней ступени компрессора, а их диаметр равен максимальной толщине лопатки.

В предпочтительном варианте выполнения изобретения цилиндрические стержни закреплены по окружности в плоскости, перпендикулярной оси ротора.

В предпочтительном варианте выполнения изобретения газовая турбина может содержать четыре лопатки и расположена в диффузоре по месту максимальной площади его поперечного сечения.

В качестве воздушного компрессора могут быть использованы обычные многоступенчатые воздушные компрессоры вентиляторы, используемые в турбореактивных двигателях.

Внутренняя поверхность газоходного канала выполнена в виде кольцевого инжектора, содержащего конфузорную и диффузорную части и расположена за компрессором по ходу возможного перемещения газового потока. В качестве направления возможного перемещения газового потока принимается его направление во время работы двигателя, т.е. от компрессора к соплу. Это означает, что газоходный канал представляет собой трубу переменного сечения, состоящую из двух усеченных конусов с общим меньшим основанием, а большие основания указанных конусов соответствуют торцам трубы. Угол при большем основании одного конуса равен примерно 45^o, а другого 60-80^o. Часть трубы, соответствующая конусу с углом 45^o, рассматривается как конфузор, а с углом 50-70^o как диффузор. Область общего (меньшего) основания конусов соответствует горловине кольцевого инжектора.

Признак, указывающий на расположение сопла в диффузоре, в данном изобретении означает, что функцию сопла выполняет горловина и часть диффузора, примыкающая к горловине.

Указание на то, что двигатель снабжен цилиндрическими стержнями, закрепленными на роторе турбины перед камерой сгорания, означает6 что указанные стержни закреплены перед камерой сгорания по ходу возможного перемещения газового потока.

Указание на то, что цилиндрические стержни закреплены в плоскости, перпендикулярной оси ротора турбины, означает, что через закрепленные стержни может проходить такая плоскость.

Под последней ступенью компрессора понимается ступень компрессора, расположенная ближе остальных к камере сгорания по ходу возможного перемещения газового потока.

Под максимальной толщиной лопатки понимается наибольшее расстояние между ее кромками, измеренное по прямой, перпендикулярной оси ротора турбины.

Вышеуказанные признаки позволяют обеспечить достижение следующего технического эффекта.

Наличие диффузора и конфузора в газоходном канале (т.е. выполнение части газоходного канала в виде кольцевого инжектора) позволяет создать тягу в двигателе не за счет сужения сопла, как в известных решениях, а за счет того, что выделившиеся при горении топлива в камере сгорания-конфузоре газы выходят через горловину в диффузор. Таким образом, функцию сопла выполняет не весь диффузор, а только его часть, примыкающая к горловине. Кроме того, выходящие из диффузора газы более "рассеяны" за счет более высокой турбулентности и, следовательно, более безопасны для окружения самолета.

Расположение лопаток позволяет увеличить долговечность турбины за счет расположения лопаток в зоне относительно низкой температуры газового потока. Температура будет наиболее низкой в диффузоре по месту максимальной площади его поперечного сечения.

Закрепленные на роторе турбины перед камерой сгорания цилиндрические стержни выполняют функцию активного ускорителя, позволяют создать высокую турбулентность поступающего в камеру сгорания воздушного потока, что обеспечивает более полное смешение последнего с топливом и, следовательно, более быстрое и полное сгорание топлива в камере сгорания и таким образом, повышение коэффициента полезного действия двигателя.

Если количество цилиндрических стержней равно количеству лопаток последней ступени компрессора, а их диаметр равен максимальной толщине лопатки, создаются оптимальные условия для создания турбулентного потока воздуха.

Количество лопаток, равное четырем, обеспечивает оптимальные условия для работы газовой турбины.

На фиг. 1 показан осевой разрез турбореактивного двигателя; на фиг. 2 - то же, разрез А-А двигателя на фиг. 1; на фиг. 3 вид Б, отмеченный на фиг. 1.

Двигатель содержит ротор 1 с расположенными на нем лопатками воздушного компрессора 2, газовой турбиной 3 и цилиндрическими стержнями 4 завихрителя. Ротор 1 установлен в передней 5 и задней 6 опорах, которые соединены с корпусом стойками 7 и 8 соответственно. Ротор содержит заборник 9 и выходные отверстия соответственно для входа и выхода охлаждающего воздуха. Количество цилиндрических стержней 4 завихрителя равно числу лопаток последней ступени 11 компрессора 2, а их диаметр равен наибольшей толщине лопатки. Внутренняя поверхность газоходного канала, расположенная за компрессором по ходу возможного перемещения газового потока (показано стрелками) выполнена в виде кольцевого инжектора, в котором конфузором является камера сгорания 12, а за горловиной-соплом 13 расположен диффузор 14 с расположенной в нем газовой турбиной 2. Двигатель содержит топливные форсунки 15. Вставка 16 выполнена из жаропрочного материала. Позицией 17 обозначен корпус.

Турбореактивный двигатель работает следующим образом.

При вращении ротора 1 сжатый воздух из компрессора 2 поступает в камеру сгорания 12 через завихритель из цилиндрических стержней 4, который создает в ней высокую турбулентность (множество мелких вихрей) сжатого воздуха, и поступающее через форсунки 15 в камеру сгорания топливо полностью смешивается с воздухом, быстро и полностью сгорает в пределах камеры сгорания, выделяя газы с высокой температурой и давлением. Имея максимальное давление, газы из камеры сгорания выходят через реактивное сопло-горловину 13 со сверхзвуковой скоростью или максимальным перепадом давлений, создавая максимальную тягу. Далее газы проходят по диффузору 14, расширяясь, теряя давление и температуру, и создают дополнительную тягу. Перед турбиной 3 энергия давления газов практически полностью переходит в кинетическую и, потеряв давление и температуру, газы приобретают скорость, достаточную для того, чтобы вращать ротор 1 четырехлопаточной турбины без соплового аппарата, а температура газов, проходящих через турбину, становится безопасной для лопаток турбины и дополнительное охлаждение их не требуется.

Можно показать, что для того, чтобы температура проходящих по диффузору газов снизилась перед турбиной до безопасной, площадь поперечного сечения диффузора по месту установки турбины должна быть в три раза больше площади отверстия сопла-горловины 13. Площадь отверстия сопла-горловины 13 подбирается такой, чтобы при максимальном режиме работы ТРД давление газов в камере сгорания не превышало бы давления воздуха, создаваемого компрессором. Отверстие наибольшего диаметра за турбиной является выходным отверстием для отработанных газов, которые, отдав всю свою энергию в основном на создание тяги, выходят наружу с практически нулевым перепадом давлений и низкой температурой в виде рассеянной струи, безопасной в аэродромных условиях, и относительно небольшим шумом.

Предложенный турбореактивный двигатель может быть использован на самолетах с дозвуковыми и сверхзвуковыми скоростями полета, а также на аэросанях и надводных судах как экологически более чистый и экономически более выгодный. Данное изобретение позволяет повысить коэффициент полезного действия турбореактивного двигателя примерно до 0,7.

Использование: в авиационной промышленности, конкретно в турбореактивных двигателях и может быть использовано при создании турбореактивных самолетов. Сущность изобретения: турбореактивный двигатель содержит размещенные в газоходном канале камеру сгорания и в диффузоре - сопло и газовую турбину с ротором и лопатками и цилиндрические стержни, закрепленные на роторе турбины перед камерой сгорания, размещенной в конфузоре газоходного канала. Количество цилиндрических стержней равно количеству лопаток последней ступени компрессора, а их диаметр равен максимальной толщине лопатки, 2 з.п. ф-лы, 3 ил.

1. Турбореактивный двигатель, содержащий воздушный компрессор, имеющий ступени с лопатками, размещенными в газоходном канале камеру сгорания и в его диффузоре сопло и газовую турбину с ротором и лопатками, отличающийся тем, что двигатель снабжен цилиндрическими стержнями, закрепленными на роторе турбины перед камерой сгорания, размещенной в конфузоре газоходного канала, причем количество цилиндрических стержней равно количеству лопаток последней ступени компрессора, а их диаметр равен максимальной толщине лопатки. 2. Двигатель по п.1, отличающийся тем, что цилиндрические стержни закреплены по окружности в плоскости, перпендикулярной оси ротора. 3. Двигатель по п.1 или 2, отличающийся тем, что газовая турбина содержит четыре лопатки и расположена в диффузоре по месту максимальной площади его поперечного сечения.