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.
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 to: 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 to 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 to на характеристики двигателя не столь однозначно: если to<0,3, то ухудшения характеристик по отношение к ТРДЭ (t=0) практически не происходит, если же to>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 to 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 to>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 to~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, 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.
www.findpatent.ru
Трехконтурный турбореактивный двигатель содержит подключенный к соплу первый контур, подключенный к другому соплу второй контур и замкнутый третий контур, а также теплообменное устройство и переключатель потока. Все три контура выполнены газовоздушными. Первый контур снабжен двумя дополнительными подогревателями и выполнен двухвальным. Расположенный перед турбинами, установленными на втором валу, подогреватель имеет тепловую связь с дополнительным подогревателем третьего контура, установленным перед первой по потоку турбиной третьего контура, обладающей возможностью подключения к валу первого контура. Подогреватель первого контура, установленный между турбинами, размещенными на втором валу, имеет тепловую связь с подогревателем третьего контура, расположенным между турбинами третьего контура. Теплообменное устройство, установленное на выходе первого контура между одним из выходов переключателя потоков, входом подключенного к выходу последней по потоку турбины первого контура и соплом первого контура, подключено к третьему контуру между компрессором и дополнительным подогревателем, другой выход переключателя потока подключен непосредственно к первому соплу. Изобретение позволяет повысить удельную мощность двигателя и его надежность на различных режимах работы. 1 ил.
Изобретение относится к области авиационного двигателестроения, в частности к трехконтурным турбореактивным двигателям.
Известен трехконтурный турбореактивный двигатель, содержащий компрессор низкого давления, выход первой ступени которого соединен с наружным контуром, а выход второй ступени - с трактами внутреннего и форсажного контуров. Во внутреннем контуре расположены компрессор высокого давления, камера сгорания, турбины высокого и низкого давления. С компрессором низкого давления соединена турбина низкого давления, выход из которой соединен с соплом. В форсажный контур входит вторая ступень компрессора низкого давления и форсажная камера, выход которой связан с соплом. В наружном контуре установлена заслонка, посредством которой контур может сообщаться с трактом форсажного контура (см. патент США 4050242, НКИ 60/204, опубл. 27.09.77). Недостатком известного двигателя является низкая удельная мощность, а также невысокая надежность. Наиболее близким к предложенному изобретению является трехконтурный турбореактивный двигатель, содержащий первый контур, включающий первый компрессор, выход которого через первый охладитель связан со вторым компрессором, выход которого подключен к входу второго подогревателя, первую турбину, механически связанную с первым компрессором, и вторую турбину, второй контур, включающий компрессор низкого давления, выход которого подключен к входам первого компрессора и первого подогревателя, третий контур, включающий третью турбину, выход которой через третий подогреватель связан с входом четвертой турбины, выход которой через второй охладитель связан с первым входом теплообменного устройства, первый выход которого связан с входом третьей турбины, а также третий компрессор, переключатель потока и теплообменное устройство (см. патент РФ 2067683, кл. F 02 К 3/077, on. 10.10.96). Недостатком известного двигателя является низкая удельная мощность, а также невысокая надежность. Изобретение решает задачу повышения удельной мощности двигателя и его надежности на различных режимах работы, в том числе и на нестационарных режимах его работы. Указанный технический результат достигается тем, что в трехконтурный турбореактивный двигатель, содержащий подключенный к соплу первый контур с компрессорами, турбинами и подогревателем, подключенный к другому соплу второй контур с компрессором и подогревателем, выполненный замкнутым третий контур с первой и второй турбинами, подогревателем между ними и связанным с ними по потоку компрессором, а также теплообменное устройство и переключатель потока, все три контура выполнены газовоздушными, первый контур снабжен двумя дополнительными подогревателями и выполнен двухвальным, на втором валу установлена дополнительная турбина, расположенный перед турбинами, установленными на втором валу, подогреватель имеет тепловую связь с дополнительным подогревателем третьего контура, установленным перед первой турбиной третьего контура, обладающей возможностью подключения к валу первого контура, подогреватель первого контура, установленный между турбинами, размещенными на втором валу, имеет тепловую связь с подогревателем третьего контура, расположенным между турбинами третьего контура, теплообменное устройство, установленное на выходе первого контура между одним из выходов переключателя потока, входом подключенного к выходу последней по потоку турбины первого контура, и соплом первого контура, подключено к третьему контуру между компрессором и дополнительным подогревателем, другой выход переключателя потока подключен непосредственно к первому соплу. На чертеже представлена схема предлагаемого трехконтурного турбореактивного двигателя. Ниже описан пример выполнения заявленного устройства. Трехконтурный двигатель содержит первый компрессор 1 (называемый обычно компрессором низкого давления или вентилятором), выходом связанный со вторым компрессором 2, выход которого через последовательно соединенные первый охладитель 3, третий компрессор 4, второй подогреватель 5, вторую турбину 6, четвертый подогреватель 7, пятую турбину 8, пятый подогреватель 9, первую турбину 10, шестой подогреватель 11, шестую турбину 12 и переключатель 13 потока (по его первому выходу) связан с первым входом теплообменного устройства 14, второй выход которого через седьмой подогреватель 15 подключен ко входу третьей турбины 16, стоящей первой по потоку. Выход турбины 16 через последовательно соединенные третий подогреватель 17, четвертую турбину 18, второй охладитель 19, четвертый компрессор 20, третий охладитель 21, пятый компрессор 22, четвертый охладитель 23, шестой компрессор 24, пятый охладитель 25 и седьмой компрессор 26 связан со вторым входом теплообменного устройства 14. Выход первого компрессора 1 через первый подогреватель (форсажную камеру сгорания) 27 связан с вторым соплом 28, а первый выход теплообменного устройства 14 подключен к первому соплу 29. Второй выход переключателя 13 потока также связан с первым соплом 29. В качестве переключателя 13 потока может использоваться, в частности, поворотная створка (см. патент РФ 2067683, кл. F 02 К 3/077, оп. 10.10.96, кол.4, строки 29-34). Конструктивные элементы 1-13 и 29 входят в состав первого контура, элементы 27 и 28 входят в состав второго контура, а элементы 15-26 входят в состав третьего контура. При этом элемент 14 является общим для первого и третьего контуров, а элемент 1 - общим для первого и второго контуров. Третий компрессор 4, вторая турбина 6 и пятая турбина 8 механически связаны между собой, например, посредством первого вала 30. Первый компрессор 1, второй компрессор 2, первая турбина 10, а также шестая турбина 12 механически связаны между собой, например, посредством второго вала 31. Выходы первого сопла 29 и второго сопла 28, а также вход первого компрессора 1 сообщаются с окружающий двигатель средой (например, с атмосферой). Таким образом, в преимущественном варианте исполнения первый контур является открытым (разомкнутым) и двухвальным. Четвертая турбина 18, четвертый компрессор 20, пятый компрессор 22, шестой компрессор 24 и седьмой компрессор 26 механически связаны между собой, например, посредством третьего вала 32. Третья турбина 16 посредством четвертого вала 33 непосредственно или через муфту 34 обладает возможностью подключения к системам двигателя, а также к системам летательного аппарата, использующим энергию, получаемую от двигателя, например, таким как генераторы систем электроснабжения двигателя и/или летательного аппарата, системы запуска двигателя, приводы систем вентиляции и кондиционирования и другие устройства. Муфта 34 и элемент ее связи 35 с системами двигателя, в частности, с одним из валов первого контура на чертеже показаны пунктиром. Первый вал 30 и второй вал 31 могут быть также механически связаны между собой (связь 36 показана пунктиром). По меньшей мере, один из подогревателей первого контура обладает тепловой связью, по меньшей мере, с одним из подогревателей третьего контура. В описываемом примере указанной тепловой связью между собой могут обладать пятый 9 подогреватель, расположенный перед турбинами 10 и 12, установленными на втором валу 31 первого контура, и седьмой 15 подогреватель, установленный перед первой по потоку турбиной 16 третьего контура. Аналогичной тепловой связью обладают подогреватель 11, расположенный между турбинами 10 и 12 первого контура и подогреватель 17 расположенный между турбинами 16 и 18 третьего контура. Второй охладитель 19, третий охладитель 21, четвертый охладитель 23 и пятый охладитель 25 могут быть выполнены, например, в виде однотипных газовоздушных теплообменных элементов, размещенных в одном сечении газовоздушного тракта двигателя, например, в виде стоек с внутренними каналами (см. патент РФ 2067683), установленных перед первым компрессором или непосредственно за его первыми каскадами в сечении, перпендикулярном продольной оси двигателя. Необходимость и возможность этого диктуется потребностью приближения к идеальному циклу Карно. Охладитель 3 решает аналогичную задачу и может быть выполнен, например, в виде любого воздухо-воздушного теплообменного аппарата. Трехконтурный турбореактивный двигатель работает следующим образом. Воздух, забираемый из атмосферы, поступает в первый компрессор 1 (компрессор низкого давления), который работает на первый и второй контуры. Часть потока с выхода первого компрессора 1 сжимается во втором компрессоре 2 и через первый охладитель 3 поступает на вход третьего компрессора 4. Далее нагретый во втором подогревателе 5 воздух (газ, если в качестве подогревателя 5 используется камера сгорания), поступает на вторую турбину 6, где происходит его расширение, в результате которого совершается механическая работа, а сам воздух охлаждается. Аналогичные процессы "подогрев-расширение-совершение механической работы" происходят в последовательно установленных по потоку парах "подогреватель-турбина", обозначенных соответственно 7 и 8, 9 и 10, 11 и 12. Подогреватели 5, 7, 9 и 11 (так же как и используемые во втором и третьем контурах заявленного устройства подогреватели 15, 17 и 27) могут быть выполнены как в виде традиционных камер сгорания, использующих углеводородное топливо, так и в виде нагревательных устройств, использующих тепло, выделяемое, например, при химических, ядерных реакциях и др. (например, Ю.С. Елисеев и др. Теория и проектирование газотурбинных и комбинированных установок. / Учебник для вузов. - М.: Издат-во МГТУ им. Н.Э. Баумана. 2000 г., с. 354). Турбины 6 и 8 приводят во вращение первый вал 30 с установленным на нем третьим компрессором 4, а турбины 10 и 12 приводят во вращение второй вал 31 с компрессорами 1 и 2. В одном из возможных частных случаев выполнения первый вал 30 и второй вал 31 механически связаны между собой (связь показана пунктиром) или представляют единый вал. С выхода шестой турбины 12 отработавший газ через переключатель 13 потока поступает в первое сопло 29 либо непосредственно, либо через теплообменное устройство 14 (например, рекуперативного типа), первый выход которого также связан с соплом 29. Первый вариант организации потока газа используется на достаточно нагруженных, но относительно кратковременных режимах работы, например на взлетном или максимальном, т. е. тогда, когда необходимо получить от первого контура максимальные значения тяги. Второй вариант используется на установившихся режимах работы двигателя, а также после его запуска на стоянке. Другая часть потока с выхода первого компрессора 1 проходит через первый подогреватель 27 (где он значительно повышает свою температуру на форсажных режимах работы) и, расширяясь во втором сопле 28, создает тягу. При работе по описанному выше второму варианту организации потока на выходе первого контура, когда отработавшие газы первого контура поступают в сопло 29 через теплообменное устройство 14, часть их тепловой энергии отдается газообразной рабочей среде, циркулирующей в третьем контуре, являющимся в преимущественном варианте выполнения устройства замкнутым контуром. Рабочая среда подвергается дальнейшему нагреву третьим подогревателем 15 и отдает накопленную энергию, расширяясь в третьей турбине 16, механическая энергия с которой посредством вала 33 передается в любую полезную нагрузку в системе двигателя и/или летательного аппарата, например, через муфту 34 на второй вал 31. После нагрева при прохождении через третий подогреватель 17 рабочая среда вновь отдает накопленную энергию, расширяясь теперь на четвертой турбине 18. В результате становится возможным снизить мощность, отбираемую от турбин, размещенных на втором валу 31 (а в случае механической связи валов 30 и 31 - от турбин всего первого контура) или мощность, затрачиваемую на сжатие воздуха первым компрессором 1 (вентилятором) с соответствующим изменением угла установки его лопаток. Затем рабочая среда подвергается последовательно циклическому охлаждению и нагреву за счет сжатия, проходя через последовательно соединенные по потоку охладители 19, 21, 23, 25, чередующиеся с компрессорами 20, 22, 24 и 26. Это позволяет приблизить термодинамический цикл в третьем контуре к идеальному циклу Карно и тем самым приводит к повышению удельной мощности трехконтурного двигателя. После седьмого компрессора 26 рабочая среда вновь поступает в теплообменное устройство 14 и цикл повторяется. В преимущественном варианте выполнения двигателя третий контур также является газовоздушным. В этом случае упрощается решение вопросов герметизации контура и компенсации утечек рабочей среды, что неизбежно влечет за собой повышение надежности трехконтурного двигателя в целом. Тепловые связи, например, между пятым 9 и седьмым 15 подогревателями, а также между шестым 11 и третьим 17 подогревателями могут быть реализованы, например, в виде плоской или гофрированной теплопроводящей перегородки между внутренними полостями газового тракта каждой из перечисленных пар подогревателей (на фигуре показаны стрелками). Аналогичным образом могут быть организованы тепловые связи между другими подогревателями. Большая тепловая инерционность теплообменного устройства 14 препятствует быстрому выходу третьего контура на заданный режим работы, что снижает удельную мощность двигателя, особенно на нестационарных режимах работы, и снижает его надежность. И лишь наличие указанных связей позволяет за более короткий отрезок времени после запуска двигателя вывести его третий контур, а следовательно, и весь трехконтурный двигатель на режим, соответствующий максимальной удельной мощности. В свою очередь после выхода третьего контура на стационарный режим работы накопленные в нем тепловая энергия (через тепловые связи между контурами) и механическая энергия (через механические связи между контурами) может быть передана в первый контур, например, для облегчения высотного запуска двигателя в аварийной или нештатной ситуации. Таким образом, обеспечивается не только повышение надежности трехконтурного двигателя, но и снижение расхода топлива при запуске.РИСУНКИ
Рисунок 1www.findpatent.ru
Прототип адаптивного двигателя
GE Aviation
Американская компания GE Aviation до конца лета и в начале осени 2016 года будет проводить испытания компрессора высокого давления перспективного трехконтурного адаптивного турбореактивного двигателя для боевых самолетов. Об этом, как пишет Aviation Week, заявил управляющий директор подразделения GE Aviation Advanced Combat Engine Дэн Маккормик. По его словам, после испытаний компрессора начнутся проверки вентилятора нового двигателя. Они будут проводиться до конца текущего года и в начале 2017-го.
В испытаниях принимает участие полноразмерный прототип компрессора. Информация о количестве его ступеней и производительности не раскрываются. По словам Маккормика, после завершения испытаний компрессора он может быть установлен на уже существующие реактивные двигатели тягой до 20 тонн, пригодные для установки на истребители F-35 Lightning II. В испытания вентилятора будет использован уменьшенный прототип. В целом, благодаря компрессору и вентилятору адаптивный двигатель будет обеспечивать большую степень сжатия.
Ранее стало известно, что американские компании Pratt & Whitney и Lockheed Martin приступили к разработке проекта модернизации двигателей истребителей F-35 Lightning II. Проект предполагает изменение конструкции двигателей F135 таким образом, чтобы реализовать в них адаптивную технологию. Благодаря ей они смогут выдавать большую тягу и потреблять меньше топлива. Предполагается, что новые двигатели будут устанавливаться на F-35 с 2021 года.
Проект модернизации F135 предполагает добавление в конструкцию двигателя третьего воздушного контура. С открытым третьим контуром двигатель будет работать практически как обычный турбовентиляторный, но с несколько большей тягой и существенно меньшим потреблением топлива. Для высоких скоростей полетов и максимальной тяги третий контур будет закрываться. В крейсерском режиме потребление топлива снизится на 20 процентов по сравнению с аналогичным параметром базового F135.
Василий Сычёв
nplus1.ru
Область применения: в авиационной технике, в частности относится к авиационным трехконтурным парогазовым реактивным двигателям. Сущность изобретения: трехконтурный парогазовый реактивный двигатель содержит генераторный контур с компрессором, подключенным к камере сгорания, паровой контур с паровой турбиной, соединенной посредством вала с компрессором и реактивное сопло, при этом, двигатель соединен с дополнительными двигателями и расположенными по всему фронту конденсатора, компрессором снабжены системой жидкостного охлаждения, каналы охлаждения выполнены в лопатках направляющих аппаратов, испаритель с пароперегревателем подключен на два контура, во втором контуре имеется промежуточный пароперегреватель, перепускные створки и дополнительный контур с соплом, в дополнительных двигателях расположены вентилятор и турбина среднего и низкого давления, а под ними расположена кольцевая камера сгорания с соплом. 6 ил.
Изобретение относится к авиационной технике, в частности к авиационному двигателестроению.
Известен трехконтурный газотурбинный двигатель по пат. США N 4050242, F 02 K 3/06, опубликованный в 1977 г. Основным недостатком прототипа является то, что все три контура расположены в общем корпусе, что не позволяет создать высокую степень двухконтурности двигателя, а в данном случае высокую степень трехконтурности двигателя. Газовая турбина ограничивает верхний предел температуры газа Т 1500К, что не позволяет снять максимально возможный теплоперепад, который в 3-4 раза выше, чем снимаемый на газовой турбине. Задача изобретения повышение удельной мощности, экономичности и надежности двигателя. Указанная задача достигается тем, что перед газовой турбиной установлен испаритель и максимальная температура порядка 2000oC после камеры сгорания попадает на испаритель, который имеет эффективное охлаждение со стороны воды и пара. Максимальная температура газа снижается до необходимой перед газовой турбиной, а теплоперепад передается на испарение воды и создание пара в испарителе. Таким образом в камере сгорания воздух почти полностью используется для горения топлива, а это значит что его нужно в 3-4 раза меньше, чем в обычной газовой турбине и соответственно во столько же раз легче нужен компрессор. Оставшийся в газе теплоперепад после испарителя с температурой порядка 1500К в первом контуре поступает на газовую турбину, а во втором контуре на пароперегреватель, где отдает свое тепло и расширяется в соплах. В результате этого мы получили огромный теплоперепад пара, который необходимо сработать на создание воздушного потока. В основном двигателе срабатывается теплоперепад газа и теплоперепад пара на паровой турбине высокого давления и за счет этого приводятся во вращение компрессора первого и второго контура. Для срабатывания теплоперепада на турбинах среднего и низкого давления пар необходимо делить на два потока, чтобы получить приемлемые габариты паровых турбин. С этой целью к корпусу основного двигателя жестко пристыковывается два дополнительных корпуса, в которых и расположены паровые турбины среднего и низкого давления. Это позволяет также вынести два вентилятора в дополнительные корпуса и создать необходимый поток третьего контура, что значительно увеличивает общую тягу двигателя при максимальной экономичности. На фиг. 1 показан продольный разрез трехконтурного парогазового реактивного двигателя. На фиг. 2 показан вид А в уменьшенном масштабе. На фиг. 3 показан вид Б в уменьшенном масштабе. На фиг. 4 показано сечение Г-Г. На фиг. 5 показано сечение В-В. На фиг. 6 показано сечение Д-Д. Трехконтурный парогазовый реактивный двигатель содержит конденсатор 1, который расположен перед входным устройством 3. Во входном устройстве 3 расположен конус 2. За входным устройством 3 расположен компрессор I каскада 5, перед которым установлен направляющий аппарат 4. Компрессор I каскада 5 имеет охлаждаемые направляющие аппараты 6. За компрессором I каскада 5 установлен компрессор II каскада 7, с охлаждаемыми направляющими аппаратами. За компрессором II каскада 7 расположен компрессор III каскада 9, с охлаждаемыми направляющими аппаратами. Над компрессорами II и III каскада расположена кольцевая камера сгорания первого контура 8, а над ней расположена кольцевая камера сгорания второго контура 10, которая имеет створки 12 с механизмом переключения створок 11. За камерами сгорания 8 и 10 расположен испаритель с пароперегревателем 13. За компрессором III каскада 9 установлен паровой цилиндр высокого давления 14, который соединен с компрессором III каскада. К цилиндру высокого давления 14 подсоединен канал пара 15 в промежуточный пароперегреватеаль 16. За промежуточным пароперегревателем 16 установлен канал отвода пара в цилиндры среднего и низкого давления 17. За каналом 16, который проходит через стойки, установлена газовая турбина II каскада 18 и, соединенная с компрессором II каскада 7. За камерой сгорания второго контура 10 расположено сопло промежуточного контура 19. За турбиной второго каскада 18 установлена газовая турбина первого каскада 20 и соединенная с компрессором первого каскада 5. За промежуточным пароперегревателем 16 и газовой турбиной первого каскада 20 установлено сопло первого и второго контура 21. Полость сбора конденсата (воды) 22 расположена в нижней части двигателя под компрессором первого каскада 5. К этой полости 22 подсоединен забор рабочего тела 23. Этот забор подсоединен к нагнетающему насосу низкого давления 24. От насоса низкого давления 24 питается коллектор 25 подвода воды для направляющих аппаратов компрессоров I, II и III каскадов. Через отводы 26 вода поступает в водяной насос высокого давления 27, а водяной насос высокого давления соединен с испарителем подводом 28. За газовой турбиной расположен выходной конус 29. Основной двигатель 30 соединен с дополнительными двигателями 31, а между ними закреплены: агрегат регенеративного подогрева воды 32, крепление водяного насоса высокого давления 35, крепление насоса низкого давления 33 и крепление турбостартера 34. В дополнительном двигателе 31 расположен конус входного устройства 36 и входное устройство 37 дополнительного двигателя, за которым расположен вентилятор 38 дополнительного двигателя. Отвод пара осуществляется через стойки 39 в конденсатор. За стойками расположена камера сгорания 40 дополнительного двигателя. Подвод пара из промежуточного пароперегревателя осуществляется по стойкам 41, за которыми расположено сопло 42 дополнительного двигателя и выходной конус 43. Между входным и выходным устройством расположена паровая турбина среднего и низкого давления 44. Выходной канал отработавшего пара 45 соединен со стойками 39. По каналам 46 вода распределяется по лопаткам 6, а по каналам 47 вода отводится от лопаток 6. По лопатке вода поступает по каналу 49 и отводится по каналу 48, омывая перегородку 50. Трехконтурный парогазовый реактивный двигатель работает следующим образом. Турбостартером 34 раскручивается компрессор первого каскада 5, а вместе с ним и турбина первого каскада 20. В камеры сгорания 8 и 10 подается топливо и происходит его сгорание. Газ при температуре 2000oC поступает в испаритель с пароперегревателем 13. Створки 12 находятся в закрытом положении механизмом переключения створок 11, поэтому весь газ проходит через испаритель 13. Далее газ первого контура проходит через газовую турбину второго каскадам 18, которая раскручивается и вращает компрессор 7 второго каскада. Затем газ проходит через газовую турбину 20 и раскручивается компрессор 5 первого каскада, а турбостартер 34 отключается. По мере набора оборотов газовыми турбинами 18 и 20, через конденсатор 1 прокачивается максимальное количество воздуха и происходит интенсивное охлаждение воды, которая собирается в полости сбора конденсата 22. На старте при запуске двигателя в жарком климате температура наружного воздуха достигает +40oC и более, поэтому конденсатор 1 не может сконденсировать весь пар, вырабатываемой испарителем 13. Для уменьшения выработки пара, часть газов второго контура перепускается мимо испарителя 13, с помощью раскрытия створок 12 механизмом переключения 11. Горячий газ из камеры сгорания 10 проходит по дополнительному контуру и попадает в сопло промежуточного контура 19. В сопле 19 газ промежуточного контура разгоняется и создает дополнительный разгонный импульс на старте и взлете самолета. Пар из испарителя и пароперегревателя 13 поступает в паровой цилиндр высокого давления 14 и срабатывает часть своего теплоперепада. Далее пар идет по каналу отвода пара 15 в промежуточный пароперегреватель 16. На старте и на взлете пар в промежуточном пароперегревателе 16 не подогревается, потому что часть газа перепускается мимо испарителя 13, а газ, который проходит через испаритель 13, охлаждается до минимальной температуры. После промежуточного пароперегревателя 16 по каналу отвода пара 17, он попадает в канал 41, расположенный в стойках и попадает в паровую турбину среднего и низкого давления 44. Затем по каналу 45 попадает в стойки 39, после чего пар попадает в конденсатор 1. Паровая турбина 44 раскручивает вентилятор 38, который прокачивает воздух через конденсатор 16, входное устройство 37 и камеру сгорания 40. В камере сгорания на старте и взлете создается максимальная температура газа, и он разгоняется в сопле 42. Из конденсатора 1 вода попадает в полость сбора воды 22 и через заборное устройство 23 закачивается насосом низкого давления 24. Этот насос подает воду по коллектору 25 в направляющие аппараты 6. Далее вода попадает в канал подвода воды 46 и движется по каналу 49 и 48 и попадает в канал отвода воды от направляющего аппарата 47. По мере прокачивания воды по направляющим аппаратам компрессоров I, II и III каскада, происходит охлаждение сжимаемого воздуха и значительно снижается работа на сжатие. Кроме того, происходит регенеративный подогрев питательной воды, что значительно повышает к.п.д. двигателя. Подогретая вода поступает в агрегат регенеративного подогрева воды 32 и насосом высокого давления 27 закачивается через подвод 28 в испаритель 13. На старте и при взлете в жарком климате конденсатор 1 работает при избыточном давлении 3,5-5 ата и основная тяга создается за счет максимальной температуры дополнительных двигателей 31 и тяги основного двигателя 30, которая состоит из первого, второго и дополнительного контура. При высокой температуре окружающего воздуха теплоперепад пара минимальный и не может вентилятор 38 раскрутиться до максимальных оборотов. Пк дополнительного двигателя не достигает максимального значения, поэтому на старте и взлете экономичность двигателя будет соответствовать экономичности современных ДТРД. При взлете при низких температурах окружающего воздуха и при наборе высоты 11 км температура также падает до -60oC, дополнительный контур переключается створками 12 и весь газ проходит через испаритель. Испаритель не может забрать весь теплоперепад и температура газа за испарителем растет, значит оставшаяся часть теплоперепада будет расходоваться на промежуточный перегрев пара в пароперегревателе 16. С увеличением производительности пара мощность всех паровых турбин растет и особенно сильно растет мощность турбин среднего и низкого давления из-за перегрева пара и срабатывания теплоперепада до очень низких давлений. При минимальной температуре окружающего воздуха паровые турбины выходят на самый экономичный режим и создают максимальные Пк компрессоров. Температура в камере сгорания 40 снижается за счет уменьшения подачи топлива, а тяга сохраняется за счет роста Пк. На этом режиме к.п.д. двигателя достигает максимального значения и превышает 60% а это в два раза выше, чем у существующих ДТРД. Огромная экономия топлива очень благоприятно скажется на экологии, так как уменьшится количество вредных выбросов. В настоящее время экономия топлива играет решающее значение в развитии техники, поэтому предлагаемый двигатель найдет широкое применение в авиации.Формула изобретения
Трехконтурный парогазовый реактивный двигатель, содержащий корпус с реактивным соплом и входным устройством, в котором размещены с образованием трех контуров компрессоры, камеры сгорания и турбины, при этом корпус выполнен с кольцевыми перегородками, образующими каналы рабочих контуров, а турбина соединена валом с компрессором, при этом камеры сгорания выполнены кольцевыми и расположенными одна над другой, а третий контур имеет перепускные створки, соединяющие его с вторым контуром, имеющим выходное сопло, замкнутый паровой контур, включающий парогенератор, паровую турбину, конденсатор и насос, размещенные внутри корпуса двигателя, отличающийся тем, что, с целью повышения удельной мощности и экономичности, к корпусу основного двигателя жестко присоединены два дополнительных двигателя, а перед входными устройствами трех двигателей расположен конденсатор, в дополнительных двигателях установлены вентиляторы третьего контура и паровые турбины среднего и низкого давления, которые соединены между собой посредством вала, над паровой турбиной установлена кольцевая камера сгорания и реактивное сопло, лопатки направляющих аппаратов всех компрессоров имеют каналы жидкостного охлаждения, которые соединены посредством труб с конденсатором и паровым котлом, испаритель установлен в первом и втором контуре перед газовой турбиной и подключен к кольцевым камерам сгорания этих контуров, за испарителем во втором контуре установлен промежуточный пароперегреватель, который соединен посредством каналов в стойках с турбиной высокого давления, расположенной в основном двигателе, и паровой турбиной среднего давления, расположенной в дополнительных двигателях третьего контура, перепускные створки установлены перед пароперегревателем, за которым расположен дополнительный контур с соплом.РИСУНКИ
Рисунок 1, Рисунок 2, Рисунок 3, Рисунок 4, Рисунок 5, Рисунок 6www.findpatent.ru
www.freepatent.ru
Рисунок 1
bankpatentov.ru
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.
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 (
к~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 to: 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 to 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 to на характеристики двигателя не столь однозначно: если to<0,3, то ухудшения характеристик по отношение к ТРДЭ (t=0) практически не происходит, если же to>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 to 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 to>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 to~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, 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.
www.freepatent.ru
