Двухконтурный турбореактивный двигатель Советский патент 1993 года по МПК F02K3/00 

ел

с

Использование: в авиадвигателёстрое- нии для двухконтурных турбореактивных двигателей. Сущность изобретения: в двух- контурном турбореактивном двигателе с камерой 10 сгорания и турбиной 11 а наружный контур перепускают газ из-за турбины низкого давления через перекрещивающиеся каналы и кольцевой диффузор 9 на периферию форсажной камеры 13, а воздух из наружного контура - к камере сгорания 13, установленной внутри кольцевого диффузора 9, Лопатки турбины 11 наружного контура устанавливают на диске без отверстия, что позволяет при сохранении запасов прочности повысить обороты ротора низкого давления, при этом вдоль стенок форсажной камеры 13 выпускают более холодный газ. 2 з.п. ф-лы, 1 ил.

Изобретение относится к турбореактивным двигателям, предназначенным, главнымобразом, для самолетов-перехватчиков.

Цель изобретения - снижение веса двигателя и повышение надежности охлаждения форсажной камеры.

Для осуществления этой цели за турбиной низкого давления установлен переходник, в котором внутренний и наружный каналы перекрещиваются так, что полость за турбиной низкого давления сообщена с наружным кольцевым каналом, а полость за компрессором низкого давления - с турбиной наружного контура.

Целесообразно для повышения надежности охлаждения переходника камеру наружного контура разместить между переходником и турбиной наружного контура.

Целесообразно также для перемещения длины двигателя наружный кольцевой канал после переходника выполнить в виде диффузора.

В результате осуществления предложенного устройства вес двигателя по материалам эскизного проекта уменьшен, несмотря на установку переходника, вес которого составляет 2-3% от веса двигателя.

Снижение веса достигнуто за счет повышения оборотов ротора низкого давления и повышения окружных скоростей до уровня, характерного для двухконтурных двигателей обычной схемы. Действительно, в результате перепуска газа из-за турбины низкого давления на периферию двигателя, турбина наружного контура может быть выполнена по общепринятой и наиболее благоприятной с точки зрения прочности схеме - ее рабочие лопатки устанавливаются на диске без отверстия, причем высота лопаток

00

§

Ј ел

значительно меньше суммарной высоты лопаток двухъярусной турбины.

В предлагаемой конструкции ни прочность лопаток, ни прочность диска не препятствуют существенному повышению оборотов ротора (до 40%) по сравнению с оборотами двухъярусной турбины. Наибольшее повышение оборотов возможно при равенстве отметаемых площадей турбины низкого давления и турбины наружного кон- тура.

Отметим, что величина максимальных оборотов ротора определяется, как правило, не предельными окружными скоростями компрессора, а прочность турбины. Поэто- му повышение оборотов позволяет увеличить окружные скорости в лопатках сверхзвукового компрессора и этим сократить число его ступеней в 1,5-2,0 раза. Вес турбины низкого давления также снижается за счет уменьшения числа ее ступеней или за счет уменьшения среднего диаметра при одинаковых окружных скоростях.

При оптимальных для этой схемы двигателя степени сжатия компрессора низкого давления и степени двухконтурности общее уменьшение числа ступеней ротора низкого давления составляет 5-7, что позволяет снизить вес двигателя до 25% и уменьшить его длину при сохранении положительных тер- модинамических особенностей схемы.

Повышение надежности охлаждения форсажной камеры достигнуто за счет выпуска горячего газа из турбины наружного контура с температурой Т 1500-1600°К не вдоль стенок форсажной камеры, а в виде горячего шнура по оси камеры, В кольцевое пространство между стенками и горячей струей выпускается относительно холодный газ - его температура без подмешивания воздуха из-за компрессора ниже температуры газа за турбиной одноконтурных турбореактивных двигателей. При высоких скоростях полета (Мп 3.0) температура пристеночного слоя равна или ниже темпе- ратуры воздуха за компрессором низкого давления, что позволяет увеличить предельную скорость полета. Ликвидация отбора 3-5% воздуха от компрессора на охлаждение камеры повышает эффективность дви- гателя.

Кроме того, при расположении горячей струи в центре камеры повышается надежность конструкции стабилизаторов И коллекторов, которые могут быть выполнены неохлажденными, т.к. их тяги не пронизывают зону повышенной температуры.

Расположение камеры наружного контура непосредственно перед турбиной позволяет, предельно упростить конструкцию

переходника и этим повысить надежность двигателя.

Суммарная длина камеры сгорания и турбина наружного контура близка к потребной длине диффузора, необходимого для организации процесса в периферийной части форсажной камеры. Поэтому использование кольцевого канала в качестве диффузора сокращает длину двигателя - турбина и камера располагаются в коке кольцевого диффузора. Торможение потока возможно начинать в каналах переходника.

В предложенном двигателе уменьшен уровень шума по сравнению с двигателем- прототипом, т.к. турбина и камера сгорания наружного контура отделены от стенок двигателя кольцевым газовым каналом, что является дополнительным положительным эффектом.

При замене двухъярусной турбины двумя независимыми по среднему диаметру турбинами коэффициент полезного действия каждой из них может быть повышен, что также увеличивает эффективность двигателя.

Предлагаемый двигатель в варианте с общей для обоих контуров форсажной камерой схематично изображен на чертеже.

Двигатель состоит из компрессора низкого давления 1, выход из которого соединен с внутренним и наружным каналами 2 и 3. Во внутреннем канале 2 последовательно установлены компрессор высокого давления 4, камера сгорания 5, турбина высокого давления 6, жестко связанная с компрессором 4, турбина низкого давления 7, жестко связанная с компрессором 1. На выходе, из турбины 7 установлен переходник 8, в котором внутренний и наружный каналы 2 и 3 перекрещиваются. Полость за турбиной 7 сообщена с наружными кольцевым каналом 9, выполненным в виде диффузора, а полость за компрессором низкого давлением 1 - с камерой сгорания 10 и турбиной наружного контура 11 с поворотными сопловыми аппаратами 12. Выходы из турбины 11 и из кольцевого канала 9 соединены с форсажной камерой 13, тракт охлаждения которой 14 сообщен с кольцевым каналом 9. На выходе из форсажной камеры 13 установлено сопло 15с регулируемым критическим сечением.

На форсажных режимах двигатель работает следующим образом. Воздух сжимается компрессором низкого давления 1 и поступает частично в последовательно установленные компрессор высокого давления 4, камеру сгорания 5, турбину высокого давления 6 и турбину низкого давления 7, а частично - в наружный канал 3. Из турбины

7 газ поступает через переходник 8 в наружный кольцевой канал 9 и далее в форсажную камеру 13 и в ее тракт охлаждения 14. Воздух из наружного канала 3 поступает через переходник 8 в камеру сгорания 10 и турби- ну наружного контура 11 и далее -в форсажную камеру 13 и сопло 15. Механизм автоматического регулирования сопловых аппаратов 12 устанавливает их в положение, которое обеспечивает максимальную тягу на каждом режиме полета и необходимый запас устойчивости компрессора низкого давления 1. С увеличением скорости полета температура газа в камере 5 постепенно уменьшается, а доля мощности тур- бины 11 - увеличивается при незначительном уменьшении тяги.

На бесфорсажных режимах с включенной камерой сгорания наружного контура 10 сопловые аппараты 12 устанавливаются в зависимости от температуры в камере 10 в положение, которое обеспечивает режим работы компрессора низкого давления 1, подобный режим при включенном форсаже. Расход воздуха через двигатель при нали- чии камеры 10 не изменяется, a eg ранение оборотов компрессора низкого давления обеспечивается за счет роста степени расширения газа в турбинах 7 и 10 при увеличении площади критического сечения сопла 16.

На бесфорсажных режимах с выключенной камерой 10 сопловые аппараты 12 и критическое сечение сопла 16 устанавливаются в фиксированное положение в зависимости от температуры торможения набегающего воздуха. Дросселирование двигателя осуществляют уменьшением подачи топлива в камеру сгорания 5. Обороты роторов высокого и низкого давления и положение рабочей точки на характеристике компрессора низкого давления 1 определяется однозначно для каждой температуры

газа в камере 5. Положение сопловых аппаратов и сопла выбирается, исходя из требований минимального удельного расхода топлива на каждом режиме и обеспечения необходимых запасов устойчивости компрессора 1. При этих режимах турбина наружного контура 11 работает как воздушная турбина. Подвод мощности от этой турбины на вал компрессора 1 частично компенсирует падение экономичности из-за расширения газа на турбине 11.

Восстановление экономичности до уровня двухконтурных двигателей производится за счет выбора более высокой суммарной степени сжатия компрессоров. Этот способ невозможен в обычном двухконтур- ном двигателе для скоростного самолета т.к. там недопустимо уменьшать Температуру газа ггеред турбиной с ростом скорости полета.

Ф о р м у л а и з о б р е т е н и я

3. Двигатель по пп. 1 и 2, о т л и ч а Ю- щ и и с я тем, что кольцевой канал выполнен диффузорным.