СПОСОБ РЕГУЛИРОВАНИЯ ТУРБОРЕАКТИВНОГО ДВИГАТЕЛЯ С ЭЖЕКТОРНЫМ НАДДУВОМ Российский патент 2024 года по МПК F02K3/02 

Изобретение относится к авиадвигателестроению.

Известен турбореактивный двигатель с эжекторным наддувом (ТРДэж), содержащий газовый эжектор, канал высокого давления которого закольцован через камеру смешения, диффузор и компрессор, а канал низкого давления с одной стороны соединен с атмосферой через входное устройство, а с другой стороны - с компрессором через камеру смешения и диффузор (патент RU № 2201518). Двигатель позволяет за счет ухудшения расходных характеристик на дозвуковых скоростях полета уменьшить (по отношению к ТРДФ) расходы топлива на сверхзвуковых скоростях полета (М=2…2,5) на 25…35%.

Существенным недостатком ТРДэж является то, что для обеспечения устойчивой работы компрессора необходимо регулировать сопловой аппарат турбины, а именно увеличивать площадь проходного сечения при уменьшении отбора воздуха на наддув компрессора, и наоборот.

Целью изобретения является устранение данного недостатка.

Поставленная цель достигается тем, что на выходе из канала высокого давления газового эжектора установлено регулируемое сопло, а уменьшение отбора воздуха на наддув компрессора и охлаждение турбины сопровождается уменьшением температуры газа перед турбиной в соответствии с зависимостью

где - исходная температура газа перед турбиной;

δотб - коэффициент отбора воздуха на наддув компрессора;

δохл - коэффициент отбора воздуха на охлаждение турбины;

δотб_о - исходный коэффициент отбора воздуха на наддув компрессора;

δхл_о - исходный коэффициент отбора воздуха на охлаждение турбины,

при одновременном изменении площади критического сечения сопла двигателя до значений, при которых приведенная частота вращения ротора сохраняется максимально возможной (n_пр=const).

Сущность изобретения заключается в том, что снижение температуры газа перед турбиной компенсирует (снижает) увеличение сопротивления со стороны соплового аппарата, вызванное увеличением расхода газа.

Турбина двигателя - одноступенчатая. В отличие от многоступенчатой, одноступенчатая турбина позволяет форсировать мощность путем изменения площади критического сечения сопла (повышение π_т). Одноступенчатая турбина позволяет реализовать режим «холодной» раскрутки ротора - повышение частоты вращения ротора при снижении температуры газа перед турбиной.

На фиг. 1 изображена схема ТРДэж;

на фиг. 2 изображены высотно-скоростные характеристики ТРДэж.

ТРДэж (фиг. 1) состоит входного устройства 1, звукового газового эжектора 3, цилиндрической камеры смешения 4, диффузора 5, турбокомпрессора 6, выходного устройства (регулируемое сопло Лаваля) 8, При этом канал высокого давления газового эжектора закольцован через камеру смешения, диффузор и компрессор, а канал низкого давления с одной стороны соединен с атмосферой через входное устройство, а с другой стороны - с компрессором через камеру смешения и диффузор. Канал высокого давления газового эжектора имеет регулируемое (с помощью конусообразного внутреннего тела) звуковое сопло 2, установленное на выходе из канала высокого давления. Турбина - одноступенчатая, охлаждаемая. Отбор воздуха на охлаждение турбины осуществляется за последней ступенью компрессора, в магистрали подачи охлаждающего воздуха установлен отсечной кран 7.

Способ осуществляется следующим образом. На сверхзвуковых скоростях полета отбор воздуха на наддув компрессора уменьшается, что с одной стороны ведет к уменьшению темпов нарастания температуры воздуха на входе в компрессор (сдерживается рост приведенной частоты вращения ротора), а с другой - к увеличению расхода газа через турбину вследствие роста общего расхода воздуха через двигатель. Уменьшение отбора воздуха (на наддув компрессора, охлаждение турбины) сопровождается уменьшением температуры газа перед турбиной в соответствии с соотношением (1). Мощность турбины с одной стороны увеличивается благодаря увеличению расхода газа, а с другой - уменьшается из-за вынужденного уменьшения температуры газа перед турбиной. При этом уменьшение температуры газа и увеличение его расхода по степени влияния на мощность турбины, как правило, не совпадают. С целью компенсации этой разницы изменяют площадь критического сечения сопла двигателя так, чтобы приведенная частота вращения ротора не менялась (n_пр=const).

При достижении крейсерской скорости полета отсечной кран 7 перекрывает подачу охлаждающего воздуха в турбину, температура газа перед турбиной уменьшается до минимальной, определяемой соотношением (1). Двигатель переводится в режим холодного форсирования: тяга снижается до потребной в условиях установившегося крейсерского полета, расход топлива уменьшается.

Перевод двигателя в условиях сверхзвукового полета на режим холодного форсирования позволяет существенно улучшить экономичность двигателя, а если принять во внимание, что сверхзвуковой (крейсерский) полет ЛА (типа Ту 144) занимает более 90% полетного времени, то экономичность двигателя в целом существенно улучшается.

Ниже приводятся высотно-скоростные характеристики ТРДэж (фиг. 1) с исходными данными: взлетная тяга 20 тонн; максимальная температура газа перед турбиной 2200 К; максимальная температура рабочих лопаток 1200 К; коэффициент отбора воздуха на наддув компрессора в условиях взлета δотб_о=0,3; коэффициент отбора воздуха на охлаждение турбины δохл_о=0,1 (коэффициент интенсивности охлаждения рабочих лопаток 0,65); степень повышения давления компрессора в условиях взлета π_ко=4,5; степень понижения давления в турбине в условиях взлета π_то=2, расход воздуха 200 кг/с, потери давления во входном устройстве, газовом эжекторе, камере сгорания, выходном устройстве - стандартные; коэффициенты полезного действия компрессора, турбины - стандартные. Эжектор - звуковой.

На фиг. 2 представлены высотно-скоростные характеристики ТРДэж (фиг .1) для типовой траектории полета (здесь Н - высота полета, R - тяга двигателя, С_уд - удельный расход топлива, - температура газа перед турбиной, Тл - температура рабочих лопаток, n - частота вращения ротора, n_пр - приведенная частота вращения ротора, π_к - степень повышения давления в компрессоре, π_т - степень понижения давления в турбине, π_эж - степень повышения давления в эжекторе, η_о - общий к.п.д. двигателя).

Взлет, набор высоты и разгон ЛА осуществляется на режиме горячего форсирования . Приведенная частота вращения ротора поддерживается постоянной: до скорости М≈1,2 за счет уменьшения температуры окружающего воздуха (набор высоты 11 км), до скорости М≈1,8 за счет уменьшения подогрева воздуха в эжекторе, до скорости М≈2,2 за счет «холодной» раскрутки ротора. Температура рабочих лопаток на начальном участке разгона ЛА - максимальная (Тл=1200 К). По мере уменьшения отбора воздуха на наддув компрессора температура лопаток понижается до 950 К, при отключении охлаждения турбины температура лопаток равна к температуре газа перед турбиной ~ 1050 К. Перепад давлений в турбине на режиме взлета и разгона ЛА поддерживается постоянным π_т=2,0, на режиме «холодной» раскрутки ротора повышается до π_т=2,6.

Тяга двигателя по мере набора высоты и разгона до скорости М=1,8 снижается. При достижении скорости М=1,8 (высота не меняется) тяга двигателя растет. Удельный расход топлива по мере разгона ЛА снижается до Суд≈1,4 кг/кгс⋅ч. На скорости М=2,2 двигатель переходит на режим холодного форсирования (отключается охлаждение турбины), тяга и удельный расход топлива резко снижаются- R=4,5 т, Суд=1,1 кг/кгс-ч, что соответствует общему к.п.д. η_о=0,5.

Способ позволяет при нерегулируемом сопловом аппарате и температуре газа перед турбиной ~ 2200 К реализовать программу регулирования двигателя n_пр=const в диапазоне скоростей полета М=0…2,5 с выходом на общий к.п.д. ~ 0,5.

Изобретение относится к авиадвигателестроению, в частности к регулированию турбореактивных двигателей с эжекторным наддувом. Предложен способ регулирования турбореактивного двигателя с эжекторным наддувом, содержащего газовый эжектор, канал высокого давления которого закольцован через камеру смешения, диффузор и компрессор, канал низкого давления с одной стороны соединен с атмосферой через входное устройство, а с другой стороны - с компрессором через камеру смешения и диффузор, заключающийся в увеличении расхода воздуха через двигатель за счет уменьшения отбора воздуха на наддув компрессора. Вместе с тем, согласно способу уменьшают отбор воздуха на охлаждение турбины, причем на выходе из канала высокого давления газового эжектора установлено регулируемое звуковое сопло, уменьшение отбора воздуха на наддув компрессора и охлаждение турбины сопровождается уменьшением температуры газа перед турбиной. Более того, одновременно изменяют площадь критического сечения сопла двигателя до значений, при которых приведенная частота вращения ротора сохраняется максимально возможной. Таким образом, снижение температуры газа перед турбиной компенсирует (снижает) увеличение сопротивления со стороны соплового аппарата, вызванное увеличением расхода газа. 1 з.п. ф-лы, 2 ил.

1. Способ регулирования турбореактивного двигателя с эжекторным наддувом, содержащего газовый эжектор, канал высокого давления которого закольцован через камеру смешения, диффузор и компрессор, канал низкого давления с одной стороны соединен с атмосферой через входное устройство, а с другой стороны - с компрессором через камеру смешения и диффузор, заключающийся в увеличении расхода воздуха через двигатель за счет уменьшения отбора воздуха на наддув компрессора, отличающийся тем, что уменьшают отбор воздуха на охлаждение турбины, причем на выходе из канала высокого давления газового эжектора установлено регулируемое звуковое сопло, уменьшение отбора воздуха на наддув компрессора и охлаждение турбины сопровождается уменьшением температуры газа перед турбиной в соответствии с зависимостью

,

где - исходная температура газа перед турбиной;

δотб - коэффициент отбора воздуха на наддув компрессора;

δохл - коэффициент отбора воздуха на охлаждение турбины;

δотб_о - исходный коэффициент отбора воздуха на наддув компрессора;

δохл_о - исходный коэффициент отбора воздуха на охлаждение турбины,

при одновременном изменении площади критического сечения сопла двигателя до значений, при которых приведенная частота вращения ротора сохраняется максимально возможной (n_пр=const).

2. Способ регулирования турбореактивного двигателя по п. 1, отличающийся тем, что турбина - одноступенчатая.