Турбоэжекторный двигатель


Способ защиты турбоэжекторного двигателя от помпажа

Способ защиты турбоэжекторного двигателя от помпажа заключается в перепуске воздуха из средних ступеней компрессора. Перепуск осуществляется в канал низкого давления газового эжектора при закрытом входе в канал. При суммарной степени повышения давления в условиях взлета 3,5÷4,0 степени повышения давления в компрессоре до и после отбора воздуха предпочтительно равны. Перепуск предпочтительно осуществляется на скоростях полета менее двух чисел Маха. В канал низкого давления газового эжектора может подаваться топливо. Позволяет без ухудшения характеристик двигателя исключить выброс горячего газа на вход в компрессор. 3 з.п. ф-лы, 2 ил.

 

Изобретение относится к авиадвигателестроению.

Известен турбоэжекторный двигатель (патент RU 2190772, МПК 7 F02C 3/32, 1999 г.), содержащий входное устройство, компрессор, основную камеру сгорания, турбину, газовый эжектор, канал высокого давления которого с одной стороны соединен с компрессором через основную камеру сгорания, а с другой - с турбиной через камеру смешения, канал низкого давления с одной стороны соединен с атмосферой через входное устройство, а с другой - с турбиной через камеру смешения, форсажную камеру сгорания, выходное устройство.

В турбоэжекторном двигателе (ТРДЭ) существует вероятность попадания горячих газов на вход в компрессор (через канал низкого давления газового эжектора), что может привести к помпажу двигателя. Выброс газов происходит при запирании эжектора, когда размеры струи эжектирующего газа становятся равными размерам поперечного сечения камеры смешения (коэффициент эжекции m=0).

Целью изобретения является исключение возможности возникновения помпажа ТРДЭ по причине попадания горячих газов на вход в компрессор.

Известен воздушно-реактивный двигатель (свидетельство на полезную модель RU 22311, 2002 г.), в котором используется вентилятор, часть воздуха которого через канал низкого давления газового эжектора перепускается в камеру смешения.

Известен способ регулирования осевого компрессора перепуском воздуха из средних ступеней (Теория и расчет воздушно-реактивных двигателей./Под ред. С.М.Шляхтенко. М.: Машиностроение, 1987, рис.4.13, с.119). Перепуск воздуха (выпуск воздуха) осуществляется на пониженных частотах вращения ротора (запуск, малый газ). Способ позволяет повысить запасы устойчивости компрессора.

Поставленная цель достигается тем, что на скоростях полета менее двух чисел Маха воздух из средних ступеней компрессора перепускается в канал низкого давления газового эжектора, вход в который при этом закрывается.

Предпочтительно при суммарной степени повышения давления в условиях взлета 3,5÷4,0 степени повышения давления в компрессоре до и после отбора воздуха равны.

Предпочтительно перепуск осуществляется на скоростях полета менее двух чисел Маха.

Предпочтительно в канал низкого давления газового эжектора подается топливо.

Сущность изобретения состоит в том, что перепад полных давлений между каналами высокого и низкого давлений газового эжектора при перепуске воздуха уменьшается (при равенстве степеней повышения давления в компрессоре до и после отбора перепад давлений становится менее критического), что ведет к увеличению коэффициента эжекции (более чем в два раза) - исключает возможность запирания камеры смешения (выброс горячих газов).

На скоростях полета М>2 коэффициент эжекции в ТРДЭ становится более 10%, при котором запирание камеры смешения не происходит.

Для повышения тяги двигателя в канал низкого давления газового эжектора может быть подано дополнительное топливо. В этом случае горение топлива будет происходить с обеих сторон камеры сгорания.

На фиг.1 изображена схема ТРДЭ, иллюстрирующая способ защиты двигателя от помпажа.

На фиг.2 изображена характеристика газового эжектора в системе ТРДЭ.

ТРДЭ состоит из входного устройства 1, компрессора 2, канала низкого давления газового эжектора 3 (второй контур), заслонки 4, основной камеры сгорания 5, камеры смешения 6, турбины 7, выходного устройства 8. Степень повышения давления в компрессоре в условиях взлета составляет 3,5÷4,0 (Письменный В.Л. Концепция газотурбинного двигателя для гиперзвуковых скоростей полета. // Полет, 2009, №8, с.19-23).

Способ осуществляется следующим образом.

На скоростях полета М<2 заслонка 4 перекрывает вход в канал 3 и открывает доступ воздуха из средних ступеней компрессора в тот же канал 3 (фиг.1, верхний вид). При этом расход воздуха через канал 3 увеличивается. Увеличение расхода воздуха связано с ростом производительности первых ступеней компрессора, которая оказывается выше той, которую имел двигатель до момента открытия заслонки 4. Увеличение расхода воздуха через канал 3 ведет к увеличению коэффициента эжекции до 10% и более, при котором запирание камеры смешения не происходит.

Конечно, перепуск воздуха на максимальных частотах вращения ухудшает характеристики компрессора (переводит компрессор на нерасчетный режим работы), однако на характеристиках двигателя это практически не отражается до скоростей полета М≈2. Ухудшение характеристик компрессора компенсируется увеличением расхода воздуха и снижением потерь в камере смешения (скорости истечения газа из первого и второго контуров - дозвуковые).

На скоростях М>2 эффект компенсации исчезает, но при этом коэффициент эжекции ТРДЭ уже выше 10%, что исключает запирание камеры смешения. Заслонка 4 возвращается в исходное положение (фиг.1, нижний вид).

На фиг.2 изображена характеристика эжектора в системе ТРДЭ (πэж - степень повышения давления в эжекторе, πк - степень повышения давления в компрессоре, m - коэффициент эжекции). Здесь кривая г-г, соединяющая предельные точки линий πк=const, является линией критических режимов, кривая р-р - рабочей линией. Момент закрытия заслонки 4 отмечен на характеристике горизонтальной линией. Видно, что перепуск воздуха позволяет исключить режимы работы эжектора с низкими запасами устойчивости (штрихпунктирные линии).

Применение способа позволяет повысить безопасность полетов при использовании турбоэжекторных двигателей.

1. Способ защиты турбоэжекторного двигателя от помпажа, заключающийся в перепуске воздуха из средних ступеней компрессора, отличающийся тем, что перепуск осуществляется в канал низкого давления газового эжектора при закрытом входе в канал.

2. Способ защиты турбоэжекторного двигателя от помпажа по п.1, отличающийся тем, что при суммарной степени повышения давления в условиях взлета 3,5÷4,0 степени повышения давления в компрессоре до и после отбора воздуха равны.

3. Способ защиты турбоэжекторного двигателя от помпажа по п.1, отличающийся тем, что перепуск осуществляется на скоростях полета менее двух чисел Маха.

4. Способ защиты турбоэжекторного двигателя от помпажа по п.1, отличающийся тем, что в канал низкого давления газового эжектора подается топливо.

www.findpatent.ru

Способ защиты турбоэжекторного двигателя от помпажа

Изобретение относится к авиадвигателестроению.

Известен турбоэжекторный двигатель (патент RU 2190772, МПК 7 F02C 3/32, 1999 г.), содержащий входное устройство, компрессор, основную камеру сгорания, турбину, газовый эжектор, канал высокого давления которого с одной стороны соединен с компрессором через основную камеру сгорания, а с другой - с турбиной через камеру смешения, канал низкого давления с одной стороны соединен с атмосферой через входное устройство, а с другой - с турбиной через камеру смешения, форсажную камеру сгорания, выходное устройство.

В турбоэжекторном двигателе (ТРДЭ) существует вероятность попадания горячих газов на вход в компрессор (через канал низкого давления газового эжектора), что может привести к помпажу двигателя. Выброс газов происходит при запирании эжектора, когда размеры струи эжектирующего газа становятся равными размерам поперечного сечения камеры смешения (коэффициент эжекции m=0).

Целью изобретения является исключение возможности возникновения помпажа ТРДЭ по причине попадания горячих газов на вход в компрессор.

Известен воздушно-реактивный двигатель (свидетельство на полезную модель RU 22311, 2002 г.), в котором используется вентилятор, часть воздуха которого через канал низкого давления газового эжектора перепускается в камеру смешения.

Известен способ регулирования осевого компрессора перепуском воздуха из средних ступеней (Теория и расчет воздушно-реактивных двигателей./Под ред. С.М.Шляхтенко. М.: Машиностроение, 1987, рис.4.13, с.119). Перепуск воздуха (выпуск воздуха) осуществляется на пониженных частотах вращения ротора (запуск, малый газ). Способ позволяет повысить запасы устойчивости компрессора.

Поставленная цель достигается тем, что на скоростях полета менее двух чисел Маха воздух из средних ступеней компрессора перепускается в канал низкого давления газового эжектора, вход в который при этом закрывается.

Предпочтительно при суммарной степени повышения давления в условиях взлета 3,5÷4,0 степени повышения давления в компрессоре до и после отбора воздуха равны.

Предпочтительно перепуск осуществляется на скоростях полета менее двух чисел Маха.

Предпочтительно в канал низкого давления газового эжектора подается топливо.

Сущность изобретения состоит в том, что перепад полных давлений между каналами высокого и низкого давлений газового эжектора при перепуске воздуха уменьшается (при равенстве степеней повышения давления в компрессоре до и после отбора перепад давлений становится менее критического), что ведет к увеличению коэффициента эжекции (более чем в два раза) - исключает возможность запирания камеры смешения (выброс горячих газов).

На скоростях полета М>2 коэффициент эжекции в ТРДЭ становится более 10%, при котором запирание камеры смешения не происходит.

Для повышения тяги двигателя в канал низкого давления газового эжектора может быть подано дополнительное топливо. В этом случае горение топлива будет происходить с обеих сторон камеры сгорания.

На фиг.1 изображена схема ТРДЭ, иллюстрирующая способ защиты двигателя от помпажа.

На фиг.2 изображена характеристика газового эжектора в системе ТРДЭ.

ТРДЭ состоит из входного устройства 1, компрессора 2, канала низкого давления газового эжектора 3 (второй контур), заслонки 4, основной камеры сгорания 5, камеры смешения 6, турбины 7, выходного устройства 8. Степень повышения давления в компрессоре в условиях взлета составляет 3,5÷4,0 (Письменный В.Л. Концепция газотурбинного двигателя для гиперзвуковых скоростей полета. // Полет, 2009, № 8, с.19-23).

Способ осуществляется следующим образом.

На скоростях полета М<2 заслонка 4 перекрывает вход в канал 3 и открывает доступ воздуха из средних ступеней компрессора в тот же канал 3 (фиг.1, верхний вид). При этом расход воздуха через канал 3 увеличивается. Увеличение расхода воздуха связано с ростом производительности первых ступеней компрессора, которая оказывается выше той, которую имел двигатель до момента открытия заслонки 4. Увеличение расхода воздуха через канал 3 ведет к увеличению коэффициента эжекции до 10% и более, при котором запирание камеры смешения не происходит.

Конечно, перепуск воздуха на максимальных частотах вращения ухудшает характеристики компрессора (переводит компрессор на нерасчетный режим работы), однако на характеристиках двигателя это практически не отражается до скоростей полета М≈ 2. Ухудшение характеристик компрессора компенсируется увеличением расхода воздуха и снижением потерь в камере смешения (скорости истечения газа из первого и второго контуров - дозвуковые).

На скоростях М>2 эффект компенсации исчезает, но при этом коэффициент эжекции ТРДЭ уже выше 10%, что исключает запирание камеры смешения. Заслонка 4 возвращается в исходное положение (фиг.1, нижний вид).

На фиг.2 изображена характеристика эжектора в системе ТРДЭ (π эж - степень повышения давления в эжекторе, π к - степень повышения давления в компрессоре, m - коэффициент эжекции). Здесь кривая г-г, соединяющая предельные точки линий π к=const, является линией критических режимов, кривая р-р - рабочей линией. Момент закрытия заслонки 4 отмечен на характеристике горизонтальной линией. Видно, что перепуск воздуха позволяет исключить режимы работы эжектора с низкими запасами устойчивости (штрихпунктирные линии).

Применение способа позволяет повысить безопасность полетов при использовании турбоэжекторных двигателей.

bankpatentov.ru

способ защиты турбоэжекторного двигателя от помпажа - патент РФ 2424439

Способ защиты турбоэжекторного двигателя от помпажа заключается в перепуске воздуха из средних ступеней компрессора. Перепуск осуществляется в канал низкого давления газового эжектора при закрытом входе в канал. При суммарной степени повышения давления в условиях взлета 3,5÷4,0 степени повышения давления в компрессоре до и после отбора воздуха предпочтительно равны. Перепуск предпочтительно осуществляется на скоростях полета менее двух чисел Маха. В канал низкого давления газового эжектора может подаваться топливо. Позволяет без ухудшения характеристик двигателя исключить выброс горячего газа на вход в компрессор. 3 з.п. ф-лы, 2 ил.

Рисунки к патенту РФ 2424439

Изобретение относится к авиадвигателестроению.

Известен турбоэжекторный двигатель (патент RU 2190772, МПК 7 F02C 3/32, 1999 г.), содержащий входное устройство, компрессор, основную камеру сгорания, турбину, газовый эжектор, канал высокого давления которого с одной стороны соединен с компрессором через основную камеру сгорания, а с другой - с турбиной через камеру смешения, канал низкого давления с одной стороны соединен с атмосферой через входное устройство, а с другой - с турбиной через камеру смешения, форсажную камеру сгорания, выходное устройство.

В турбоэжекторном двигателе (ТРДЭ) существует вероятность попадания горячих газов на вход в компрессор (через канал низкого давления газового эжектора), что может привести к помпажу двигателя. Выброс газов происходит при запирании эжектора, когда размеры струи эжектирующего газа становятся равными размерам поперечного сечения камеры смешения (коэффициент эжекции m=0).

Целью изобретения является исключение возможности возникновения помпажа ТРДЭ по причине попадания горячих газов на вход в компрессор.

Известен воздушно-реактивный двигатель (свидетельство на полезную модель RU 22311, 2002 г.), в котором используется вентилятор, часть воздуха которого через канал низкого давления газового эжектора перепускается в камеру смешения.

Известен способ регулирования осевого компрессора перепуском воздуха из средних ступеней (Теория и расчет воздушно-реактивных двигателей./Под ред. С.М.Шляхтенко. М.: Машиностроение, 1987, рис.4.13, с.119). Перепуск воздуха (выпуск воздуха) осуществляется на пониженных частотах вращения ротора (запуск, малый газ). Способ позволяет повысить запасы устойчивости компрессора.

Поставленная цель достигается тем, что на скоростях полета менее двух чисел Маха воздух из средних ступеней компрессора перепускается в канал низкого давления газового эжектора, вход в который при этом закрывается.

Предпочтительно при суммарной степени повышения давления в условиях взлета 3,5÷4,0 степени повышения давления в компрессоре до и после отбора воздуха равны.

Предпочтительно перепуск осуществляется на скоростях полета менее двух чисел Маха.

Предпочтительно в канал низкого давления газового эжектора подается топливо.

Сущность изобретения состоит в том, что перепад полных давлений между каналами высокого и низкого давлений газового эжектора при перепуске воздуха уменьшается (при равенстве степеней повышения давления в компрессоре до и после отбора перепад давлений становится менее критического), что ведет к увеличению коэффициента эжекции (более чем в два раза) - исключает возможность запирания камеры смешения (выброс горячих газов).

На скоростях полета М>2 коэффициент эжекции в ТРДЭ становится более 10%, при котором запирание камеры смешения не происходит.

Для повышения тяги двигателя в канал низкого давления газового эжектора может быть подано дополнительное топливо. В этом случае горение топлива будет происходить с обеих сторон камеры сгорания.

На фиг.1 изображена схема ТРДЭ, иллюстрирующая способ защиты двигателя от помпажа.

На фиг.2 изображена характеристика газового эжектора в системе ТРДЭ.

ТРДЭ состоит из входного устройства 1, компрессора 2, канала низкого давления газового эжектора 3 (второй контур), заслонки 4, основной камеры сгорания 5, камеры смешения 6, турбины 7, выходного устройства 8. Степень повышения давления в компрессоре в условиях взлета составляет 3,5÷4,0 (Письменный В.Л. Концепция газотурбинного двигателя для гиперзвуковых скоростей полета. // Полет, 2009, № 8, с.19-23).

Способ осуществляется следующим образом.

На скоростях полета М<2 заслонка 4 перекрывает вход в канал 3 и открывает доступ воздуха из средних ступеней компрессора в тот же канал 3 (фиг.1, верхний вид). При этом расход воздуха через канал 3 увеличивается. Увеличение расхода воздуха связано с ростом производительности первых ступеней компрессора, которая оказывается выше той, которую имел двигатель до момента открытия заслонки 4. Увеличение расхода воздуха через канал 3 ведет к увеличению коэффициента эжекции до 10% и более, при котором запирание камеры смешения не происходит.

Конечно, перепуск воздуха на максимальных частотах вращения ухудшает характеристики компрессора (переводит компрессор на нерасчетный режим работы), однако на характеристиках двигателя это практически не отражается до скоростей полета М 2. Ухудшение характеристик компрессора компенсируется увеличением расхода воздуха и снижением потерь в камере смешения (скорости истечения газа из первого и второго контуров - дозвуковые).

На скоростях М>2 эффект компенсации исчезает, но при этом коэффициент эжекции ТРДЭ уже выше 10%, что исключает запирание камеры смешения. Заслонка 4 возвращается в исходное положение (фиг.1, нижний вид).

На фиг.2 изображена характеристика эжектора в системе ТРДЭ (эж - степень повышения давления в эжекторе, к - степень повышения давления в компрессоре, m - коэффициент эжекции). Здесь кривая г-г, соединяющая предельные точки линий к=const, является линией критических режимов, кривая р-р - рабочей линией. Момент закрытия заслонки 4 отмечен на характеристике горизонтальной линией. Видно, что перепуск воздуха позволяет исключить режимы работы эжектора с низкими запасами устойчивости (штрихпунктирные линии).

Применение способа позволяет повысить безопасность полетов при использовании турбоэжекторных двигателей.

ФОРМУЛА ИЗОБРЕТЕНИЯ

1. Способ защиты турбоэжекторного двигателя от помпажа, заключающийся в перепуске воздуха из средних ступеней компрессора, отличающийся тем, что перепуск осуществляется в канал низкого давления газового эжектора при закрытом входе в канал.

2. Способ защиты турбоэжекторного двигателя от помпажа по п.1, отличающийся тем, что при суммарной степени повышения давления в условиях взлета 3,5÷4,0 степени повышения давления в компрессоре до и после отбора воздуха равны.

3. Способ защиты турбоэжекторного двигателя от помпажа по п.1, отличающийся тем, что перепуск осуществляется на скоростях полета менее двух чисел Маха.

4. Способ защиты турбоэжекторного двигателя от помпажа по п.1, отличающийся тем, что в канал низкого давления газового эжектора подается топливо.

www.freepatent.ru

Способ охлаждения турбинных лопаток газотурбинного двигателя

Способ охлаждения турбинных лопаток газотурбинного двигателя заключается в охлаждении отбираемого у двигателя воздуха с последующей его подачей через каналы, выполненные в рабочем колесе турбины, во внутренние полости турбинных лопаток. Газотурбинный двигатель является турбоэжекторным двигателем. Воздух для охлаждения отбирается от входного устройства, охлаждается путем смешения с водой или топливом и подается во внутренние полости турбинных лопаток через вал двигателя и каналы центробежного компрессора, встроенного в рабочее колесо турбины. Изобретение направлено на повышение тяговой мощности и увеличение скорости полета за счет увеличения температуры в основной камере сгорания. 3 з.п. ф-лы, 2 ил.

 

Изобретение относится к авиадвигателестроению.

В газотурбинных двигателях (ГТД) температура газа в основной камере сгорания зависит как от количества сгораемого топлива (коэффициента избытка воздуха), так и от температуры воздуха, поступающего в камеру сгорания, и может достигать 2600÷2800 К (при более высоких температурах происходит диссоциация продуктов сгорания). Жаропрочность турбинных лопаток, как правило, не превышает 1200 К. Существующие способы охлаждения турбинных лопаток позволяют повышать температуру газа перед лопатками до 2000 К, что на 600÷800 градусов меньше той, которую можно допустить (иметь) в камере сгорания ГТД. Наличие указанной разницы вынуждает ограничивать подачу топлива (температуру газа в основной камере сгорания) и соответственно - мощность ГТД.

Целью изобретения является разработка способа, позволяющего создать условия, при которых температуру газа в основной камере сгорания ГТД можно повысить до 2600÷2800 К (снять ограничения по подаче топлива, накладываемые турбиной).

Известны открытые и замкнутые системы охлаждения турбинных лопаток (Казанджан П.К., Тихонов Н.Д., Янко А.К. Теория авиационных двигателей. - М.: Машиностроение, 1983, с.189, рис.11.1 и 11.2). В открытых системах охладитель (например, воздух, отбираемый от компрессора) используется для отвода тепла от лопаток однократно, после чего выпускается в проточную часть турбины. В замкнутых системах жидкий или газообразный теплоноситель циркулирует в замкнутом контуре, включающем внутренние полости лопаток и теплообменник.

Известна система воздушного охлаждения турбинных лопаток открытого типа, которая используется в авиационном газотурбинном двигателе АЛ-31Ф (Теория, расчет и проектирование авиационных двигателей и энергетических установок. Под ред. В.А. Сосунова, В.М. Чепкина. - М.: Изд-во МАИ, 2003 г., стр.656, рис.22.1). В этой системе воздух, отбираемый от компрессора, охлаждается в теплообменнике, установленном во втором контуре, и через каналы, выполненные в рабочем колесе турбины, подается во внутренние полости турбинных лопаток.

Известен турбоэжекторный двигатель (Патент RU 2190772, МПК 7 F02С 3/32, 1999 г.), у которого температура газа перед турбинными лопатками ниже, чем на выходе из основной камеры сгорания, а степень повышения давления в осевом компрессоре πк менее четырех.

Поставленная цель достигается тем, что в турбоэжекторном двигателе (ТРДЭ) воздух для охлаждения турбинных лопаток отбирается от входного устройства, охлаждается, смешиваясь с водой (топливом) во внутренней полости вала двигателя, сжимается в низконапорном (πк=1,8÷2,0) центробежном компрессоре, встроенном в рабочее колесо турбины, с последующей его подачей через каналы, выполненные в рабочем колесе турбины, во внутренние полости турбинных лопаток, откуда истекает в проточную часть турбины, отбирая тепло от лопаток и создавая защитную (газовую) пленку на поверхности пера каждой из них.

Сущность изобретения заключается в том, что для достижения поставленной цели осуществляется двойное охлаждение: а) горячего газа - воздухом второго контура; б) турбинных лопаток - воздухом, отбираемым от входного устройства, расход которого более восьми процентов от расхода воздуха через компрессор. При необходимости эффект охлаждения лопаток усиливается за счет использования хладоресурса жидкости (воды или топлива).

Существенным является использование газодинамической схемы турбоэжекторного двигателя, которая позволяет реализовать указанное выше двойное охлаждение.

На фиг.1 изображена схема турбоэжекторного двигателя, иллюстрирующая способ охлаждения турбинных лопаток;

на фиг.2 изображены зависимости повышения температуры газа перед турбиной от величины снижения температуры охлаждающего воздуха.

Турбоэжекторный двигатель (фиг.1) состоит из турбокомпрессора 1, включающего компрессор, основную камеру сгорания, камеру смешения, турбину, соединенную с компрессором полым валом 2, имеющую встроенный в рабочее колесо центробежный компрессор 3, полые лопатки 4, наружного канала 5, форсажной камеры 6.

Способ охлаждения турбинных лопаток 4 осуществляется следующим образом. Воздух (более восьми процентов от расхода воздуха через компрессор) из выходного устройства за счет разрежения, создаваемого центробежным компрессором 3, поступает внутрь вала 2 и далее - в центробежный компрессор 3, имеющий расчетную степень повышения давления πк=1,8÷2,0, после чего через каналы, выполненные в рабочем колесе турбины, - во внутренние полости лопаток 4, где за счет теплообмена и организации пленочного (заградительного) охлаждения осуществляется понижение температуры лопаток.

В том случае, если температуру лопаток невозможно понизить до допустимого значения, что имеет место на скоростях полета М>3,5, внутрь вала 2 подается вода в количестве, необходимом для понижения температуры лопаток до допустимого значения. Температура воздуха на скоростях полета М>3,5 составляет более 600 К. Вода, попадая внутрь вала, испаряется, поглощая теплоту. Образующаяся паровоздушная смесь имеет более низкую температуру и более высокую теплоемкость, чем исходный воздух, что способствует лучшему охлаждению лопаток.

У форсированных двигателей вместо воды внутрь вала 2 подается топливо, используемое в форсажной камере.

Существенным для достижения поставленной цели является то, что в турбоэжекторном двигателе наряду с процессами, описанными выше, происходит охлаждение газа, выходящего из основной камеры сгорания, воздухом наружного контура 5. Благодаря этому температура газа перед турбиной Тг* оказывается существенно ниже температуры газа в камере сгорания (температура газа перед турбиной ТРДЭ при стехиометрическом составе топлива в основной камере сгорания составляет ~2300 К).

Покажем, что предлагаемые меры достаточны, чтобы обеспечить работоспособность турбины при Тг* более 2300 К.

На фиг.2 показаны зависимости повышения температуры газа перед турбиной от величины снижения температуры охлаждающего воздуха ΔТво, построенные с использованием метода малых отклонений для ГТД пятого поколения (Тг*=2000 К; πк=25). Зависимости построены для трех значений коэффициента интенсивности охлаждения θ=0,6; 0,7; 0,8 (Казанджан П.К., Тихонов Н.Д., Янко А.К. Теория авиационных двигателей. - М.: Машиностроение, 1983, с.195, рис.11.8). Видно, что уменьшение температуры охлаждающего воздуха на 70÷200 градусов позволяет повысить Тг* до 2300 К и более. В ТРДЭ снижение температуры охлаждающего воздуха только за счет уменьшения степени сжатия охлаждающего воздуха с 25 (ГТД пятого поколения) до 1,8-2,0 (ТРДЭ) составляет более 400 градусов, а следовательно, температура газа перед турбинными лопатками без каких-либо доработок может быть увеличена до 2300 К и более.

Таким образом, предлагаемый способ позволяет снять температурные ограничения (ограничения по подаче топлива), накладываемые газовой турбиной на работу основной камеры сгорания ГТД, и при необходимости - довести температуру газа в основной камере сгорания до 2600-2800 К.

Снятие указанных ограничений позволит существенно повысить тяговую мощность ГТД и, как следствие, увеличить скорость полета летательных аппаратов. Расчетные исследования показывают, что ТРДЭ позволяют без применения форсажа разгонять летательные аппараты до скоростей полета М=5,0 (В.Л.Письменный. Концепция газотурбинного двигателя для гиперзвуковых скоростей полета // Полет, 2009, №8. С.19-23). При этом общий коэффициент полезного действия ТРДЭ составляет порядка 50 процентов.

1. Способ охлаждения турбинных лопаток газотурбинного двигателя, заключающийся в охлаждении отбираемого у двигателя воздуха с последующей его подачей через каналы, выполненные в рабочем колесе турбины, во внутренние полости турбинных лопаток, отличающийся тем, что газотурбинный двигатель является турбоэжекторным двигателем, у которого воздух для охлаждения отбирается от входного устройства, охлаждается путем смешения с водой или топливом и подается во внутренние полости турбинных лопаток через вал двигателя и каналы центробежного компрессора, встроенного в рабочее колесо турбины.

2. Способ охлаждения турбинных лопаток газотурбинного двигателя по п.1, отличающийся тем, что центробежный компрессор имеет расчетную степень повышения давления - 1,8÷2,0.

3. Способ охлаждения турбинных лопаток газотурбинного двигателя по п.1, отличающийся тем, что количество отбираемого от входного устройства воздуха для охлаждения турбинных лопаток составляет более восьми процентов от расхода воздуха через компрессор.

4. Способ охлаждения турбинных лопаток газотурбинного двигателя по п.1, отличающийся тем, что вода подается при температурах воздуха более 600 К.

www.findpatent.ru


Смотрите также