RU2848345C1 - Гиперзвуковой турбореактивный двигатель и способ его регулирования - Google Patents

Abstract

Изобретение относится к авиадвигателестроению. Предлагается гиперзвуковой турбореактивный двигатель, у которого между входным устройством и компрессором установлен газовый эжектор с цилиндрической камерой смешения и диффузором. Канал высокого давления газового эжектора с одной стороны соединен с полостью, расположенной за турбиной, а другой стороны - с входом в камеру смешения, канал низкого давления газового эжектора с одной стороны соединен с атмосферой через входное устройство, а с другой стороны - с входом в камеру смешения, на выходе из канала высокого давления газового эжектора установлено регулируемое сопло. Для форсирования тяги на сверх- и гиперзвуковых скоростях полета используется форсаж и гиперфорсаж. В двигателе реализована программа регулирования, обеспечивающая поддержание постоянной приведенной частоты вращения ротора в диапазоне скоростей полета от взлета до четырех чисел Маха. Максимальная скорость полета - пять чисел Маха. Позволяет в широком диапазоне скоростей полета исключить влияние температуры воздуха на работу турбокомпрессора. 2 н. и 8 з.п. ф-лы, 3 ил.

Description

Изобретение относится к авиадвигателестроению.

Известен турбореактивный двигатель (ТРД), содержащий сверхзвуковое входное устройство, турбокомпрессор, форсажную камеру, выходное устройство (Теория и расчет воздушно-реактивных двигателей. Под ред. С.М. Шляхтенко. М.: Машиностроение, 1987, с. 16, рис. 1.2).

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).

Известны способы форсирования газотурбинного двигателя, в частности, гиперфорсаж - подача воды на вход в компрессор на скоростях полета более трех чисел Маха (Письменный В.Л. Способы форсирования газотурбинного двигателя. Известия высших учебных заведений. Машиностроение, 2024, №9, с. 120-130).

Известны способы повышения температуры газа перед лопатками турбины газотурбинного двигателя, в частности, монокристаллические лопатки, воздушно-жидкостное охлаждение (Письменный В.Л. Методы и способы повышения температуры газа перед турбиной газотурбинного двигателя. Известия высших учебных заведений. Машиностроение, 2023, №6, с. 108-118).

Известен стехиометрический турбореактивный двигатель, в котором в качестве программы регулирования двигателя использован закон регулирования (Письменный В.Л. Концепция построения стехиометрического турбореактивного двигателя. Известия высших учебных заведений. Машиностроение, 2023, №9, с. 116-126).

Известен турбореактивный двигатель, в котором используется одноступенчатая регулируемая турбина (патент RU 2616137).

Известен способ регулирования осевого компрессора в системе газотурбинного двигателя, заключающийся в подаче горячего газа, отбираемого из канала, расположенного за турбиной, в канал, расположенный между входным устройством и компрессором двигателя (патент RU 2535186).

Известен способ повышения давления газа, заключающийся в подаче в поток газа, движущийся по каналу, по направлению движения газа - жидкости, находящейся под давлением более 5 МПа (патент RU 2468260).

Известен способ понижения температуры воздуха на входе газотурбинного двигателя с использованием теплообменного устройства, по которому подается топливо в основную камеру сгорания двигателя (свидетельство на полезную модель RU 29752).

Принципиальным недостатком турбореактивного двигателя, который ограничивает скоростные возможности двигателя, является снижение производительности компрессора с ростом скорости полета (уменьшение приведенного расхода воздуха).

Целью изобретения является устранение указанного недостатка.

Поставленная цель достигается тем, что между входным устройством и компрессором турбореактивного двигателя с форсажной камерой расположен газовый эжектор с камерой смешения и диффузором, канал высокого давления газового эжектора с одной стороны соединен с полостью, расположенной за турбиной, а с другой стороны - с входом в камеру смешения, канал низкого давления газового эжектора с одной стороны соединен с атмосферой через входное устройство, а с другой стороны - с входом в камеру смешения, на выходе из канала высокого давления газового эжектора установлено регулируемое сопло, в камере смешения расположен водяной коллектор с форсунками направленными по потоку воздуха, в диффузоре расположено теплообменное устройство, по которому подается топливо в основную камеру сгорания двигателя. Стандартными для работы двигателя принимаются условия, соответствующие условиям крейсерского режима полета летательного аппарата (ЛА). В этом случае относительная приведенная частота вращения ротора определяется по формуле

где - относительная физическая частота вращения,

- физическая частота вращения,

- физическая частота вращения на крейсерском режиме полета,

- температура торможения воздуха на входе в компрессор на крейсерском режиме полета,

- температура торможения воздуха на входе в компрессор. Сущность изобретения заключается в том, что наддув компрессора горячим газом высокого давления с использованием газового эжектора, имеющего регулируемое сопло на выходе из канала высокого давления, позволяет в широком диапазоне скоростей полета исключить влияние температуры воздуха на работу турбокомпрессора, обеспечить реализацию закона регулирования двигателя (Теория и расчет воздушно-реактивных двигателей. Под ред. С.М. Шляхтенко - М.: Машиностроение, 1987, с. 254), при котором расход воздуха через двигатель максимально возможный.

На фиг.1 изображена схема гиперзвукового турбореактивного двигателя (ГТРД);

на фиг.2 изображены параметры ГТРД на взлетном режиме;

на фиг.3 изображены высотно-скоростные характеристики ГТРД.

ГТРД (фиг.1) состоит входного устройства 1, звукового газового эжектора 2, цилиндрической камеры смешения 3, внутри которой расположен водяной коллектор 4 с форсунками, направленными по потоку воздуха, диффузора 5, внутри которого расположено теплообменное устройство 6, по которому подается топливо в основную камеру сгорания двигателя, турбокомпрессора 7, форсажной камеры 8, внутри которой расположен топливный коллектор 9, выходного устройства (регулируемое сопло Лаваля) 10. Газ в канал высокого давления газового эжектора поступает из полости, расположенной за турбиной двигателя, на выходе из канала высокого давления газового эжектора установлено регулируемое (с помощью конусообразного внутреннего тела) сужающееся сопло 11. Канал низкого давления с одной стороны соединен с атмосферой через входное устройство, а с другой стороны - с камерой смешения.

Работа двигателя осуществляется следующим образом. На дозвуковых скоростях полета до М=0,9 температура торможения воздуха на входе в компрессор равна температуре торможения наружного воздуха относительная физическая частота вращения ротора соответственно,

На скоростях полета более М=0,9 и менее крейсерской (М ~ 2,5) температура торможения воздуха на входе в компрессор равна температуре торможения воздуха на крейсерском режиме полета - поддерживается за счет наддува компрессора горячим газом, относительная физическая частота вращения равна относительной приведенной частоте вращения . Топливо (керосин) поступает в основную камеру сгорания через теплообменное устройство 6. В теплообменном устройстве керосин испаряется, поглощая часть тепловой энергии воздуха. Температура воздуха на входе в компрессор понижается ~ на 6 градусов, а теплотворная способность керосина повышается ~ на 300 кДж/кг.

При достижении крейсерской скорости полета перепад давлений в турбине увеличивается до максимального (за счет раскрытия сопла), относительная частота вращения сохраняется неизменной температура газа перед турбиной уменьшается.

На скоростях полета, превышающих крейсерскую, физическая частота вращения увеличивается пропорционально до момента достижения ограничения по температуре газа перед турбиной , после чего в камеру смешения подается вода под давлением более 10 МПа (гиперфорсаж) в количестве, обеспечивающем поддержание неизменной температуры воздуха на выходе из камеры смешения, что обеспечивает выдерживание условий:

После достижения ограничения по расходу воды включается форсаж, относительная приведенная и относительная физическая частоты вращения снижаются, двигатель постепенно вырождается.

Ниже приводятся летно-технические характеристики ГТРД (фиг.1) с исходными данными: взлетная тяга 20 тонн; максимальная температура газа перед турбиной 1900 К; температура форсажа 2200 К; максимальная температура рабочих лопаток 1350 К; коэффициент отбора воздуха на охлаждение турбины (коэффициент интенсивности охлаждения рабочих лопаток 0,67); степень повышения давления компрессора в условиях взлета степень понижения давления в турбине в условиях взлета потери давления во входном устройстве, газовом эжекторе, камере сгорания, выходном устройстве - стандартные; коэффициенты полезного действия компрессора, турбины - стандартные. Эжектор - звуковой, отношение площадей выходных сечений сопел для эжектирующего и эжектируемого газов α=0,17. Диаметр миделя двигателя 1,7 м.

На фиг.2 представлены характеристики взлетного режима ГТРД. На фиг.3 представлены высотно-скоростные характеристики ГТРД (фиг.1) для типовой траектории полета гиперзвукового ЛА (здесь Н - высота полета, R - тяга двигателя, Суд - удельный расход топлива, - температура газа перед турбиной, - температура форсажа; - температура рабочих лопаток, - температура воздуха на выходе из компрессора, - относительная частота вращения ротора, - относительная приведенная частота вращения ротора, - степень повышения давления в компрессоре, - степень понижения давления в турбине, - общий к.п.д. двигателя; - относительный расход топлива; - относительный расход воды; - коэффициент избытка воздуха в основной камере сгорания; - коэффициент избытка воздуха в форсажной камере; - доля отбираемого газа на наддув компрессора.

Крейсерской скоростью полета является скорость М=2,5. Эжектор включается на скорости М=0,9 и отключается на скорости М=2,5. До скорости М=4,0 реализуется закон регулирования На скоростях М > 4,0 двигатель находится на ограничителе по расходу воды - реализуется закон регулирования включается форсаж Предельная скорость полета ЛА (М=5,0) ограничена прочностью лопаток компрессора Максимальная топливная эффективность двигателя достигается на скоростях полета

ГТРД (фиг.1) обладает уникальными тяговыми и расходными характеристиками на до- сверх и гиперзвуковых скоростях полета (фиг.2, фиг.3): удельный расход топлива на взлете ~ 1,0 кг/(кгс⋅ч), общий к.п.д. на скорости четыре Маха ~ 0,47, максимальная скорость полета ~ 5М.

ГТРД может применяться как двигатель для сверхзвуковых пассажирских и транспортных самолетов и как двигатель для самолетов военного (специального) назначения.

Для пассажирских и транспортных самолетов ГТРД применяется без средств форсирования тяги: максимальная скорость полета - 3,3М. Для создания подобных двигателей достаточно существующих (внедренных в производство) технологий производства двигателей пятого поколения.

Для самолетов военного (специального) назначения ГТРД используются в комплектации со средствами форсирования тяги (гиперфорсаж, форсаж, см. фиг.1): максимальная скорость полета - 5М. Для создания подобных двигателей требуется разработка новых технологий, обеспечивающих повышение жаропрочности лопаток компрессора до 1200 К, лопаток турбины - до 1400 К либо внедрение более эффективных способов их охлаждения (защиты) (Письменный В.Л. Методы и способы повышения температуры газа перед турбиной газотурбинного двигателя. Известия высших учебных заведений. Машиностроение, 2023, №6, с. 108-118).

Claims (22)

1. Гиперзвуковой турбореактивный двигатель, содержащий сверхзвуковое входное устройство, турбокомпрессор, форсажную камеру, выходное устройство, отличающийся тем, что между входным устройством и компрессором расположен газовый эжектор с камерой смешения и диффузором, канал высокого давления газового эжектора с одной стороны соединен с полостью, расположенной за турбиной, а с другой стороны - с входом в камеру смешения, канал низкого давления газового эжектора с одной стороны соединен с атмосферой через входное устройство, а с другой стороны - с входом в камеру смешения, на выходе из канала высокого давления газового эжектора установлено регулируемое сопло, в камере смешения расположен водяной коллектор с форсунками, направленными по потоку воздуха, в диффузоре расположено теплообменное устройство, по которому подается топливо в основную камеру сгорания двигателя, относительная приведенная частота вращения ротора определяется по формуле

где - относительная физическая частота вращения,

- физическая частота вращения,

- физическая частота вращения на крейсерском режиме полета,

- температура торможения воздуха на входе в компрессор на крейсерском режиме полета,

- температура торможения воздуха на входе в компрессор.

2. Гиперзвуковой турбореактивный двигатель по п. 1, отличающийся тем, что степень повышения давления в компрессоре не более пяти.

3. Гиперзвуковой турбореактивный двигатель по п. 1, отличающийся тем, что камера смешения - цилиндрическая.

4. Гиперзвуковой турбореактивный двигатель по п. 1, отличающийся тем, что рабочие лопатки турбокомпрессора - монокристаллические.

5. Гиперзвуковой турбореактивный двигатель по п. 1, отличающийся тем, что давление воды в водяном коллекторе более 10 МПа.

6. Гиперзвуковой турбореактивный двигатель по п. 1, отличающийся тем, что турбина двигателя - одноступенчатая.

7. Способ регулирования гиперзвукового турбореактивного двигателя, содержащего сверхзвуковое входное устройство, турбокомпрессор, форсажную камеру, выходное устройство, у которого между входным устройством и компрессором расположен газовый эжектор с камерой смешения и диффузором, канал высокого давления газового эжектора с одной стороны соединен с полостью, расположенной за турбиной, а с другой стороны соединен с камерой смешения, канал низкого давления газового эжектора с одной стороны соединен с атмосферой через входное устройство, а с другой стороны - с входом в камеру смешения, на выходе из канала высокого давления газового эжектора установлено регулируемое сопло, в камере смешения расположен водяной коллектор с форсунками, направленными по потоку воздуха, в диффузоре расположено теплообменное устройство, по которому подается топливо в основную камеру сгорания двигателя, относительная приведенная частота вращения ротора определяется по формуле

где - относительная физическая частота вращения,

- физическая частота вращения,

- физическая частота вращения на крейсерском режиме полета,

- температура торможения воздуха на входе в компрессор на крейсерском режиме полета,

- температура торможения воздуха на входе в компрессор, заключающийся в поддержании постоянной относительной приведенной частоты вращения ротора.

8. Способ регулирования гиперзвукового турбореактивного двигателя по п. 7, отличающийся тем, что на дозвуковых скоростях полета до М=0,9 температура торможения воздуха на входе в компрессор равна температуре торможения наружного воздуха относительная физическая частота вращения равна относительная приведенная частота

9. Способ регулирования гиперзвукового турбореактивного двигателя по п. 7, отличающийся тем, что на скоростях полета более М=0,9 и менее крейсерской температура торможения воздуха на входе в компрессор равна температуре торможения воздуха на крейсерском режиме полета - поддерживается за счет наддува компрессора горячим газом, относительная физическая частота вращения равна относительной приведенной частоте вращения, при достижении крейсерской скорости полета перепад давлений в турбине увеличивается до максимального,

10. Способ регулирования гиперзвукового турбореактивного двигателя по п. 7, отличающийся тем, что на скоростях полета, превышающих крейсерскую, физическая частота вращения увеличивается пропорционально корню квадратному из температуры торможения воздуха на входе в компрессор до достижения ограничения по температуре газа перед турбиной, после чего в камеру смешения подается вода в количестве, обеспечивающем поддержание неизменной температуры воздуха на выходе из камеры смешения, при достижении ограничения по расходу воды включается форсаж.