ТРЕХКОНТУРНЫЙ ГАЗОТУРБИННЫЙ ДВИГАТЕЛЬ Российский патент 2005 года по МПК F02K3/77 

Изобретение относится к авиадвигателестроению.

Известны турбоэжекторные двигатели (RU 2190772, F 02 С 3/32, 2002). Недостатком указанных двигателей является низкая экономичность на дозвуковых скоростях полета. Причиной низкой экономичности является ограничение по степени повышения давления воздуха компрессором (πк~4,0), накладываемое газовым эжектором.

Известны турбовальные двигатели со свободной турбиной (Теория и расчет воздушно-реактивных двигателей. Под ред. С.М.Шляхтенко, М.: Машиностроение, 1987, стр.354, рис.11.4), которые нашли широкое применение в качестве турбостартеров в газотурбинных двигателях различного назначения. Турбовальные двигатели отличаются высокой экономичностью на дозвуковых скоростях полета.

Известны комбинированные турбопрямоточные двигатели, в которых прямоточный и газотурбинный двигатели имеют общие входное и выходное устройства (Вестник Академии космонавтики, №2, М.: Академия космонавтики, 1998, стр.105, рис.5).

Ближайшим к предложенному изобретению аналогом является трехконтурный двигатель, описанный в SU 1760806, F 02 К 3/04,1995.

Предлагаемое техническое решение направлено на улучшение расходных характеристик турбоэжекторных двигателей на дозвуковых скоростях полета.

Поставленная цель достигается комбинацией двух двигателей: турбоэжекторного (ТРДЭ) и турбовального со свободной турбиной (ТВаД). При этом оба двигателя имеют общие входное и выходное устройства, а свободная турбина ТВаД кинематически связана с турбиной ТРДЭ.

Суть изобретения состоит в том, что свободная турбина ТВаД является дополнительной турбиной ТРДЭ, что позволяет за счет снижения мощности турбины ТРДЭ повысить перепад давлений газа в выходном устройстве (на сопле) и, тем самым, улучшить тяговые и расходные характеристики ТРДЭ на дозвуковых скоростях полета. При этом исходное (в условиях взлета) соотношение мощностей ТВаД и ТРДЭ задается соотношением расходов воздуха через компрессор ТВаД и компрессор ТРДЭ, которое в условиях взлета составляет 0,15-0,3.

На фиг.1 изображена схема трехконтурного ГТД;

на фиг.2 изображена зависимость приведенной лобовой тяги от скорости полета по типовой траектории гиперзвукового ЛА для трехконтурного ГТД;

на фиг.3 изображена зависимость приведенного удельного расхода топлива от скорости полета по типовой траектории гиперзвукового ЛА для трехконтурного ГТД.

Трехконтурный ГТД состоит из входного устройства 1, выходного устройства 2, турбоэжекторного двигателя 3, турбовального двигателя со свободной турбиной 4. Турбоэжекторный двигатель содержит внутренний канал (первый контур), внутри которого расположены компрессор и основная камера сгорания, наружный канал (второй контур), лепестковый смеситель, соединяющий наружный и внутренний каналы с камерой смешения, турбину, расположенную за камерой смешения. Турбовальный двигатель содержит турбокомпрессор, свободную турбину. ТВаД расположен в канале (третий контур), соединяющем выход из входного устройства 1 с входом в выходное устройство 2. Свободная турбина ТВаД через редуктор соединена с валом ТРДЭ.

Работа двигателя осуществляется следующим образом. Воздух через входное устройство 1 поступает в ТВаД и ТРДЭ. Мощность, создаваемая свободной турбиной ТВаД, через редуктор передается на вал ТРДЭ, а горячие газы, выходящие из ТВаД, направляются в выходное устройство 2. Горячие газы, выходящие из ТРДЭ, также направляются в выходное устройство 2. В выходном устройстве газы, поступающие от обоих двигателей, смешиваются и ускоряются, создавая тягу двигателя.

Появление положительного эффекта (улучшение расходных характеристик ТРДЭ на дозвуковых скоростях полета) напрямую связано с распределением расходов воздуха между ТВаД и ТРДЭ. Указанное распределение характеризуется коэффициентом трехконтурности t, равным отношению расходов воздуха через третий и первый контуры, что соответствует отношению расходов воздуха через компрессор ТВаД и компрессор ТРДЭ. Коэффициент трехконтурности в условиях взлета составляет 0,15-0,3.

На дозвуковых скоростях полета ТРДЭ имеет низкие перепады давлений на сопле (менее критических), что ведет к существенному увеличению удельных расходов топлива двигателя. Передача мощности свободной турбины ТВаД на вал ТРДЭ позволяет понизить перепад давлений на турбине ТРДЭ (за счет снижения ее мощности) и, соответственно, повысить перепад давлений на сопле, что повышает удельную тягу двигателя и снижает удельные расходы топлива.

При увеличении скорости полета работа свободной турбины вследствие снижения располагаемого перепада давлений уменьшается, что ведет к дефициту мощности на валу ТРДЭ (тем большему, чем выше t) и, как следствие, снижению частоты вращения и расхода воздуха через основные (первый и второй) контуры двигателя. Третий контур в этом случае компенсирует снижение расхода воздуха через первые два, но это, как показывают расчеты, возможно только до определенных значений коэффициента t, после которых происходит заметное ухудшение характеристик двигателя.

На фиг.2 и фиг.3 показаны скоростные характеристики трехконтурного ГТД, приведенные к скоростной характеристике ТРДЭ (t=0), для четырех значений коэффициента трехконтурности в условиях взлета t_o: 0,2; 0,3; 0,4; 0,5 (индекс "о" соответствует условиям взлета). Видно, что тяговые и расходные характеристики на малых и средних скоростях полета (Мп<2) с увеличением t_o заметно улучшаются, например, на взлете лобовая тяга увеличивается более чем на 30%, а удельный расход топлива снижается более чем на 15%. Что касается больших скоростей (Мп>2), то влияние t_o на характеристики двигателя не столь однозначно: если t_o<0,3, то ухудшения характеристик по отношение к ТРДЭ (t=0) практически не происходит, если же t_o>0,3, то уже на скоростях Мп>2,5 наблюдается заметное снижение лобовой тяги (фиг.2) и ухудшение экономичности двигателя (фиг.3). Данный факт объясняется тем, что при малых t_o снижение энергетического потока через основной контур (вследствие снижения суммарной мощности турбин трехконтурного ГТД по сравнению с мощностью турбины ТРДЭ: t=0) компенсируется подводом дополнительной энергии (горячий газ), генерируемой ТВаД. При больших t_o>0,3 снижение мощности турбин столь значительно, что энергетический поток, проходящий через ТВаД, уже не компенсирует снижения энергетического потока, проходящего через основные (первый и второй) контуры двигателя, что ведет к ухудшению характеристик двигателя.

Минимальная степень трехконтурности t_o~0,15 определяется из условия существования системы, состоящей из двух двигателей, один из которых турбоэжекторный. Дело в том, что ТВаД, кроме всего прочего, выполняет функцию стартера для ТРДЭ. Особенностью запуска ТРДЭ является то, что обороты двигателя при запуске должны быть не менее 60% от максимальных (в обычных ГТД - порядка 20%), что необходимо для устойчивой работы газового эжектора. Обеспечение столь высоких оборотов требует значительных мощностей, что и определяет минимальную величину степени трехконтурности.

Трехконтурный газотурбинный двигатель состоит из двух газотурбинных двигателей, имеющих общее входное устройство. Один из двигателей выполнен турбовальным со свободной турбиной, являющейся дополнительной турбиной второго двигателя. Второй двигатель выполнен турбоэжекторным. Оба двигателя имеют общее выходное устройство. Соотношение расходов воздуха через компрессор турбовального двигателя и компрессор турбоэжекторного двигателя в условиях взлета составляет 0,15-0,3. Изобретение позволяет улучшить расходные характеристики турбоэжекторного двигателя на дозвуковых скоростях полета. 3 ил.

Трехконтурный газотурбинный двигатель, состоящий из двух, имеющих общее входное устройство газотурбинных двигателей, один из которых выполнен турбовальным со свободной турбиной, являющейся дополнительной турбиной второго двигателя, отличающийся тем, что оба двигателя имеют общее выходное устройство, второй двигатель выполнен турбоэжекторным, а соотношение расходов воздуха через компрессор турбовального двигателя и компрессор турбоэжекторного двигателя в условиях взлета составляет 0,15-0,3.