СПОСОБ ПОВЫШЕНИЯ ЭКОНОМИЧНОСТИ АВИАЦИОННОГО ГАЗОТУРБИННОГО ДВИГАТЕЛЯ Российский патент 2002 года по МПК F02K3/04 

Изобретение относится к области авиадвигателестроения.

Известны способы повышения экономичности различных типов авиационных газотурбинных двигателей (ГТД), в которых тяга создается либо с помощью воздушного винта (пропеллера), получающего мощность от газотурбинного двигателя, который называется турбовинтовым двигателем (ТВД), либо с помощью реактивной струи, вытекающей из реактивного сопла, в котором срабатывается часть теплоперепада, созданного при сжигании топлива в сжатом в компрессоре воздухе, такой двигатель называется турбореактивным (ТРД). Известно оптимальное распределение тяги между винтом и реактивной струей в ТВД /1/. Повышение экономичности ТВД достигается с помощью регенерации тепла выхлопных газов /2/. Эти газотурбинные двигатели реализуют так называемый цикл Джоуля или Брайтона, в идеальном случае состоящий из двух адиабат и двух изобар.

Известны способы повышения экономичности энергетических ГТД замкнутого цикла, в которых рабочее тело не связано с атмосферой. Известно также, что повышение экономичности ГТД можно получить /2/, усложняя его термодинамический цикл путем введения сжатия с охлаждением и расширения с подогревом, приближая цикл к идеальному циклу Карно, схема ГТД может быть двух - и трехвальной, а сам ГТД может быть создан как по открытому, так и по замкнутому циклам. Если рассматривается одноконтурный цикл Карно, то в нем должна реализоваться весьма большая разность давлений между его верхним и нижним уровнем.

Наиболее близким к предложенному является способ повышения экономичности авиационного газотурбовинтореактивного двигателя в виде комбинированной установки, содержащей два газотурбинных двигателя, взаимосвязанных между собой теплообменным аппаратом, включающий сжатие и расширение рабочего тела в каждом двигателе и передачу тепла в теплообменнике от одного двигателя к другому /3/.

Недостатком известного способа повышения экономичности авиационного ГТД является его низкая экономичность.

Задачей изобретения является повышение экономичности авиационного ГТД.

Способ повышения экономичности авиационного газотурбовинтореактивного двигателя в виде комбинированной установки, состоящей из двух ГТД - открытого (I) и замкнутого (II) контуров, взаимосвязанных между собой теплообменным аппаратом, заключается в том, что сжатие, нагрев и расширение рабочего тела в каждом контуре происходит ступенчато с охлаждением при сжатии и с подогревом при расширении, передача тепла от первого ГТД идет по горячей стороне теплообменника при атмосферном и более низком давлении, один из ГТД работает по замкнутому циклу, а другой - по открытому, прием тепла во втором ГТД осуществляется по его холодной стороне при повышенном давлении во втором (замкнутом) контуре, сброс тепла из второго контура происходит при любом назначенном конструктором давлении, причем при работе двигателя в режиме ТВД выброс горячих газов из первого контура происходит после теплообмена со вторым замкнутым контуром, а при работе двигателя в режиме ТРД выброс части газов осуществляют до теплообмена со вторым контуром, изменение режима работы двигателя (ТВД или ТРД) обеспечивается системой регулирования.

На фиг. 1 изображена схема одновального ГТД с регенерацией, на фиг.2 - его цикл в TS диаграмме, на фиг.3 - схема двухвального ГТД при этом же цикле, на фиг.4 показан цикл предлагаемого комбинированного ГТД, в TS диаграмме. На фиг.5 показан фрагмент цикла предлагаемого способа комбинированного ГТД с теплообменным аппаратом, имеющим установленный в его средней части дополнительным агрегатом, состоящим из ряда теплообменных аппаратов, низконапорных компрессоров и низкоперепадных турбин. На фиг.6 приведена схема двигателя, в котором реализуется предлагаемый способ.

1. При работе комбинированного ГТД в режиме ТВД атмосферный воздух сжимается компрессором 1 до давления Р'₂₁, причем компрессор приводится во вращение турбинами 9 и 11, мощность которых превышает мощность привода компрессора 1 на величину полезной мощности нагрузки 26, число оборотов вала этого агрегата (1, 9, 11) является фиксированным по требованию привода винта. После компрессора 1 может быть установлен охладитель 2 для снижения работы сжатия в компрессоре 3, который приводится во вращение турбинами 5 и 7, мощность которых равна мощности компрессора 3 за счет подбора давления за турбиной 7. Между компрессором 3 и турбинами 5, 7, 9 и 11 установлены подогреватели (камеры сгорания) 4, 6, 8 и 10. После турбины 11 воздух (продукты сгорания) поступают в теплообменный аппарат 12, в котором отдают тепло второму ГТД II в процессе от точки 4'_I до точки 4_I. Отрезок 4_I1_I соответствует выхлопу в атмосферу. В средней части 12 может быть установлен дополнительный агрегат 12', см. фиг. 5. ГТД II работает по замкнутому циклу, давление в котором выбирается конструктором так, что на нижней изобаре давление Р_к может быть выбрано равным атмосферному или выше, или ниже него, что сильно влияет на высоты лопаток в турбинах 14 и 16, а также компрессоров 18, 20, 22 и 24 при равенстве массовых расходов в контурах I и II. Полезная мощность на винт 25 снимается с вала турбины 14, а турбина 16 отдает всю свою мощность компрессорам 18, 20, 22 и 24 при свободно выбранном числе оборотов их ротора. Между турбиной 16 и компрессорами 18, 20, 22 и 24 находятся охладители 17, 19, 21 и 23.

2. При работе комбинированного ГТД в режиме турбовинтореактивного двигателя (ТВРД) расход воздуха (продуктов сгорания) в точке 4''₁ (в турбине II) разделяется на два потока - один из них с расходом идет в реактивное сопло для создания тяги, в второй идет в теплообменный аппарат для передачи тепла выхлопных газов из контура I в контур II, обеспечивая работу ГТД II в нерасчетных условиях.

Литература
1. Ю. Н. Нечаев, P.M. Федоров, А.Н. Говоров "Теория авиационных двигателей", ч. II, изд. ВВИА им. проф. Н.Е. Жуковского, 1972, 428 с.

2. Э.А. Манушин, В.Е. Михальцев, А.П. Чернобровкин "Теория и проектирование газотурбинных и комбинированных установок", М., Машиностроение, 1977, 447 с.

3. Авторское свидетельство СССР 1837113 А1, МПК 7 F 02 К 3/06, 1993.

Способ повышения экономичности авиационного газотурбинного двигателя в виде комбинированной установки, содержащей два газотурбинных двигателя, взаимосвязанных между собой теплообменным аппаратом, включает в себя ступенчатые сжатие и расширение рабочего тела в каждом двигателе с охлаждением при сжатии и с подогревом при расширении, один из газотурбинных двигателей работает по замкнутому контуру, а другой - по открытому. Передача тепла от первого газотурбинного двигателя идет по горячей стороне при атмосферном давлении. Прием тепла во втором газотурбинном двигателе осуществляется по холодной стороне при повышенном давлении, в замкнутом контуре. При работе двигателя в режиме турбовинтового выброс горячих газов происходит после теплообмена с замкнутым контуром. При работе двигателя в режиме турбореактивного выброс части газа осуществляется до теплообмена с замкнутым контуром. Изобретение позволяет повысить экономичность двигателя. 6 ил.

Способ повышения экономичности авиационного газотурбовинтореактивного двигателя в виде комбинированной установки, содержащей два газотурбинных двигателя, взаимосвязанных между собой теплообменным аппаратом, включающий сжатие и расширение рабочего тела в каждом двигателе и передачу тепла в теплообменнике от одного двигателя к другому, отличающийся тем, что один из газотурбинных двигателей работает по замкнутому контуру, а другой - по открытому, сжатие, нагрев и расширение рабочего тела в каждом контуре происходит ступенчато с охлаждением при сжатии и с подогревом при расширении, передача тепла от первого газотурбинного двигателя идет по горячей стороне при атмосферном давлении, а прием тепла во втором газотурбинном двигателе осуществляется по холодной стороне при повышенном давлении в замкнутом контуре, сброс тепла в замкнутом контуре происходит при любом назначенном давлении, при этом при работе двигателя в режиме турбовинтового - выброс горячих газов происходит после теплообмена с замкнутым контуром, а при работе в режиме турбореактивного - выброс части газа осуществляется до теплообмена с замкнутым контуром, переключение работы на режим турбореактивного или турбовинтового осуществляется системой его регулирования.