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

Изобретение относится к турбореактивным двигателям, предназначенным для многорежимных самолетов, и является усовершенствованием известного устройства.

Цель изобретения - повышение экономичности двигателя на дроссельных бесфорсажных режимах.

Это достигается тем, что в известном двухконтурном турбореактивном двигателе между полостями наружного контура и форсажной камеры перед турбиной наружного контура установлен по крайней мере один регулируемый клапан.

На чертеже схематично изображен предлагаемый двухконтурный турбореактивный двигатель.

Двигатель состоит из компрессора низкого давления 1. выход из которого соединен с внутренним газотурбинным контуром 2 и полостью наружного контура 3. Во внутреннем газотурбинном контуре 2 последовательно установлены компрессор высокого давления 4, камера сгорания 5, турбина высокого давления 6, кинематически соединенная с компрессором 4, и турбина низкого давления 7, осуществляющая привод компрессора 1. На выходе из турбины 7 установлен переходник 8, в котором внутренний газотурбинный контур 2 и полость наружного контура 3 перекрещиваются. Полость за турбиной 7 сообщена с кольцевым каналом 9, а полость наружного контура 3 сообщена с последовательно установленными камерой сгорания наружного контура 10 и турбиной наружного контура 11, кинематически соединенной с турбиной 7. Выход из турбины наружного контура 11 и выход из кольцевого канала 9 соединены с форсажной камерой 12, на выходе из которой установлено реактивное сопло 13 с регулируемым критическим сечением. На корпусе камеры сгорания наружного контура 10 между полостями наружного контура 3 и форсажной камеры 12 перед турбиной наружного контура 11 установлен регулируемый клапан 14.

На дроссельных бесфорсажных режимах с выключенной камерой наружного контура 10 двигатель работает следующим образом. Воздух сжимается компрессором низкого давления 1 и поступает частично во внутренний газотурбинный контур 2 - в последовательно установленные компрессор высокого давления 4, камеру сгорания 5, турбину высокого давления 6 и турбину низкого давления 7, а частично в полость наружного контура 3. Из турбины 7 газ поступает через переходник 8 в кольцевой канал 9 и далее в форсажную камеру 12, Воздух из

полости наружного контура 3 частично поступает через камеру наружного контура 10, турбину наружного контура 11 в форсажную камеру 12, а частично - через открытый регулируемый клапан 14 и далее через кольцевой канал 9 - в форсажную камеру 12 и реактивное сопло 13. На форсажных режимах и бесфорсажных режимах с включенной камерой наружного контура 10 регулируемый клапан 14 закрыт.

Использование изобретения позволит, на дроссельных бесфорсажных режимах либо уменьшить гидравлическое сопротивление воздуха, проходящего через наружный контур, либо при неизменном гидравлическом сопротивлении увеличить расход воздуха через наружный контур и степень двухконтурности при неизменной суммарной степени сжатия компрессоров. В обоих случаях повышается экономичность двигателя на дроссельных бесфорсажных режимах полета. Одновременно перепуск воздуха при увеличении расхода воздуха через наружный контур и, следовательно, через двигатель приводит к увеличению

площади критического сечения сопла, что позволяет повысить эффективную тягу двигателя и этим дополнительно повысить экономичность двигателя в системе самолета.

Формула изобретения

Двухконтурный турбореактивный двигатель, содержащий компрессор низкого давления, внутренний газотурбинный контур с турбиной низкого давления привода

компрессора, кинематически соединенной с размещенной за камерой сгорания турбиной наружного контура, форсажную камеру и реактивное сопло, причем между турбинами установлен переходник, сообщающий

полость за турбиной низкого давления с кольцевым каналом на входе форсажной камеры, расположенным по периферии турбины наружного контура, камера сгорания размещена за переходником, а кольцевой

канал выполнен диффузорным, отличающийся тем, что. с целью повышения экономичности на дроссельных режимах, между полостями наружного контура и форсажной камерой перед турбиной наружного

контура установлен регулируемый клапан перепуска.

Использование: в авиадвигателестрое- нии для турбореактивных двигателей много- режимных самолетов. Сущность изобретения: на дроссельных бесфорсажных режимах с выключенной камерой 10 наружного контура воздух сжимается компрессором 1 низкого давления и поступает частично во внутренний газотурбинный контур 2 - в последовательно установленные компрессор 4 высокого давления, камеру 5 сгорания, турбину 6 высокого давления и турбину 7 низкого давления, а частично в полость наружного контура 3, Из турбины 7 газ поступает через переходник 8 в кольцевой канал 9 и далее в форсажную камеру 12. Воздух из полости наружного контура 3 частично поступает через камеру 10 наружного контура, турбину 11 наружного контура в форсажную камеру 12, а частично - через открытый регулируемый клапан 14 и далее - в форсажную камеру 12 и реактивное сопло 13. На форсажных режимах и бесфорсажных режимах с включенной камерой 10 наружного контура регулируемый клапан 14 открыт. 1 ил.