турбоэжекторный двигатель

Формула изобретения

1. Турбоэжекторный двигатель, содержащий входное устройство, компрессор, основную камеру сгорания, газовый эжектор, камеру смешения, турбину, форсажную камеру сгорания, выходное устройство, отличающийся тем, что канал высокого давления газового эжектора с одной стороны соединен с компрессором через основную камеру сгорания, а с другой стороны - с турбиной через камеру смешения, при этом канал низкого давления газового эжектора с одной стороны соединен с атмосферой непосредственно через входное устройство, минуя компрессор, а с другой стороны - с турбиной через камеру смешения.

2. Турбоэжекторный двигатель по п. 1, отличающийся тем, что газовый эжектор выполнен звуковым, камера смешения - цилиндрической, а отношение площадей сопел эжектирующего и эжектируемого газов регулируется разделительной заслонкой с одновременным регулированием площадей проходных сечений сопловых аппаратов турбины в соответствии с формулой

Fca = [(1+)/]q(cм)Fca_o,

где Fса - площадь минимального проходного сечения соплового аппарата турбины высокого давления;

Fca₀ - площадь минимального проходного сечения соплового аппарата турбины высокого давления при закрытой заслонке;

= F₁/F₂ - отношение площадей сопел эжектирующего (F₁) и эжектируемого (F₂) газов;

q(cм) - плотность тока газа на выходе из камеры смешения.

Описание изобретения к патенту

Изобретение относится к авиадвигателестроению.

Известны различные типы воздушно-реактивных двигателей (ВРД), которые делятся на две большие группы: газотурбинные (ГТД) и прямоточные (ПВРД) (Теория и расчет воздушно-реактивных двигателей. Под ред. С.М. Шляхтенко, М. : Машиностроение, 1987 г., стр. 10, рис.1).

Важнейшими характеристиками ВРД являются: общий КПД двигателя (отношение полезной работы передвижения к затраченной энергии топлива) и диапазон чисел Маха (Мп), при котором возможно и целесообразно применение данного двигателя.

При дозвуковых и малых сверхзвуковых скоростях полета (Мп02) наилучшими характеристиками обладают турбореактивные двигатели (ТРД). При умеренных сверхзвуковых скоростях полета (Мп23) используются форсированные турбореактивные двигатели (ТРДФ). При больших сверхзвуковых скоростях (Мп более трех) ТРД вырождаются (Теория и расчет воздушно-реактивных двигателей. Под ред. С.М. Шляхтенко, М.: Машиностроение, 1987 г., стр. 435). Причинами вырождения ТРД являются:

1. Уменьшение производительности (приведенного расхода воздуха) осевых компрессоров вследствие кинетического нагрева рабочего тела.

2. Уменьшение полезной работы цикла Брайтона вследствие ограничения по температуре газа на выходе из основной камеры сгорания.

Указанные недостатки отсутствуют у прямоточных и турбопрямоточных (ТРДП) воздушно-реактивных двигателей (Теория и расчет воздушно-реактивных двигателей. Под ред. С.М. Шляхтенко, М.: Машиностроение, 1987 г., стр. 436, 485).

Однако: 1. ПВРД не имеет стартовой тяги и малоэффективен на малых скоростях полета (Мп менее 2).

2. ТРДП является комбинированным двигателем, у которого один контур работает, а другой в это время создает дополнительное сопротивление, что делает общий КПД двигателя хуже, чем у ТРДФ на малых скоростях, и хуже, чем у ПВРД на больших скоростях полета.

Известен турбопрямоточный двигатель эжекционного типа (Р.И.Крузинер. Реактивные двигатели больших сверхзвуковых скоростей полета. М.: Машиностроение, 1989 г., стр. 161, рис. 4.5).

Известен воздушно-реактивный двигатель, имеющий эжектор дожатия воздуха, расположенный между компрессором и турбиной (Патент RU 2066777, МПК 7 F 02 К 3/08, 1996 г.).

Расширение диапазона применения ГТД при одновременном увеличении общего КПД двигателя достигается тем, что между основной камерой сгорания и турбиной известного форсированного турбореактивного двигателя устанавливается газовый эжектор с камерой смешения, у которого канал низкого давления соединен с атмосферой непосредственно через входное устройство, минуя компрессор.

Сущность изобретения состоит в том, что "холодный" воздух, количество которого не ограничено возможностями компрессора, поступает из атмосферы в камеру смешения газового эжектора и охлаждает "горячий" газ, поступающий из основной камеры сгорания, что позволяет:

- повысить температуру газа на выходе из основной камеры сгорания (увеличить работу цикла);

- повысить расход рабочего тела через турбину и двигатель в целом.

Указанные факторы позволяют существенно (до Мп4 и более) отодвинуть границу вырождения ГТД, что положительно сказывается на общем КПД турбоэжекторного двигателя (ТРДЭ) (Теория и расчет воздушно-реактивных двигателей. Под ред. С.М. Шляхтенко, М.: Машиностроение, 1987 г., стр. 53, рис. 1.27).

Степень повышения давления звуковым газовым эжектором составляет величину _эж~3 (Г.Н. Абрамович. Прикладная газовая динамика, М.: Наука, 1976 г.), что не позволяет ТРДЭ иметь высокую эффективность на малых скоростях полета. В связи с этим для летательных аппаратов, имеющих одновременно дозвуковые и сверхзвуковые крейсерские режимы полета, целесообразно применять ТРДЭ с изменяемым соотношением площадей сопел эжектирующего и эжектируемого газов и регулируемыми сопловыми аппаратами турбины (ТРДЭу - турбоэжекторный двигатель с управляемым эжектором).

Поставленная цель достигается тем, что на входе в камеру смешения устанавливается разделительная заслонка - звуковое сопло, которая на дозвуковых и умеренных сверхзвуковых скоростях полета перекрывает канал подвода воздуха в камеру смешения. На повышенных скоростях полета (Мп более 2,5) заслонка устанавливается в промежуточное положение, обеспечивая доступ воздуха в камеру смешения, являясь одновременно звуковым соплом для газа, поступающего из камеры сгорания, а сопловые аппараты разворачиваются, обеспечивая проход газа через турбину. Для цилиндрической камеры смешения оптимальным законом изменения площади соплового аппарата (Fca) турбины высокого давления является зависимость, выраженная формулой:



= F₁/F₂ - отношение площадей сопел эжектирующего (F₁) и эжектируемого (F₂) газов;

q(_см) - плотность тока газа на выходе из камеры смешения;

Fca_o - площадь минимального проходного сечения соплового аппарата турбины высокого давления при закрытой заслонке.

На фиг.1 изображена схема ТРДЭ;

на фиг.2 изображен цикл внутреннего контура;

на фиг.3 изображен цикл наружного контура;

на фиг.4 изображен форсированный цикл внутреннего контура;

на фиг.3 изображен форсированный цикл наружного контура;

на фиг.6 изображена схема ТРДЭу.

ТРДЭ с нерегулируемыми проходными сечениями газовоздушного тракта (фиг. 1) состоит из входного устройства 1, компрессора 2, основной камеры сгорания 3, газового эжектора 4, камеры смешения 5, турбины 6, форсажной камеры сгорания 7, выходного устройства 8. При этом канал высокого давления газового эжектора 4 соединен с компрессором 2 через основную камеру сгорания 3, а канал низкого давления этого же эжектора соединен с атмосферой непосредственно через входное устройство 1, минуя компрессор 2. Каналы высокого и низкого давлений разделены между собой по принципу лепесткового смесителя. Камера смешения 5 с одной стороны соединена с эжектором 4, а с другой стороны с турбиной 6.

Работа двигателя осуществляется следующим образом. Воздух из атмосферы через входное устройство 1 поступает в компрессор 2 для сжатия. Сжатый до заданного давления воздух непрерывным потоком направляется в основную камеру сгорания 3, куда одновременно через форсунки впрыскивается мелкораспыленное топливо. Образующийся в результате сгорания газ поступает в канал высокого давления эжектора 4 и далее через сопло (узкая часть канала) в камеру смешения 5. Скорость потока при истечении из сопла увеличивается, а статическое давление падает, что создает условия для эжекции воздуха из входного устройства 1 (через канал низкого давления) в камеру смешения. В камере смешения воздух и газ перемешиваются, тормозятся, в результате чего на выходе из камеры смешения устанавливается повышенное (по отношению к давлению воздуха во входном устройстве) полное давление газа. Из камеры смешения 5 газ поступает на турбину и приводит ее во вращение. Турбина приводит во вращение компрессор. Выходящий из турбины газ поступает в форсажную камеру сгорания, после чего расширяется в выходом устройстве и с большой скоростью истекает в атмосферу, создавая тягу.

В отличии от известных ТРД турбоэжекторный двигатель имеет два термодинамических цикла (цикл Письменного), которые реализуются во внутреннем (эжектирующий газ) и внешнем (эжектируемый газ) контурах двигателя. На фиг.2 в p-v координатах показан идеальный цикл внутреннего контура, на фиг.3 показан идеальный цикл наружного контура ТРДЭ. Изоэнтропиче-ский процесс н-в соответствует сжатию во входном устройстве, в-к - в компрессоре. Процесс подвода тепла характеризуется изобарой к-кс в цикле (фиг.2) и политропой в-г в цикле (фиг. 3). При этом тепло, подводимое на участке в-г (фиг.3), соответствует теплу, отводимому на участке кс-г (фиг.2). Изоэнтропический процесс расширения в турбине обозначен отрезком г-т и расширение в реактивном сопле - отрезком т-с. Процесс отвода тепла в атмосферу соответствует отрезку с-н.

Суммарная работа циклов, приходящаяся на 1 кг рабочего тела, определяется как



где Lц₁ - работа цикла внутреннего контура,

Lц₂ - работа цикла наружного контура,

m - коэффициент эжекции.

Работа цикла Письменного Le (с учетом потерь на смешение), как показывают теоретические исследования, выполненные автором, при скоростях Мп более 2, практически всегда больше работы цикла Брайтона. Так, например, при известном условии Т^* _к=Т^* _г цикл Брайтона вырождается, в то время как цикл Письменного имеет положительную работу. Последнее связано с тем, что ограничение по температуре газа на выходе из основной камеры сгорания Т^* _кс у турбоэжекторного двигателя всегда выше, чем у турбореактивного, где Т^* _кс=Т^* _г.

Преимущество форсированного цикла Письменного (фиг.4, 5) над форсированным циклом Брайтона (при одинаковых ограничениях температуры газа перед турбиной) появляется при достижении скоростей Мп более 2,5, что связано с процессом вырождения ГТД классических схем (в ТРДЭ вследствие отсутствия прямой связи между температурами на выходе из основной камеры сгорания и входе в турбину вырождение на скоростях полета по числу Маха менее четырех не происходит).

Очевидным недостатком ТРДЭ является отсутствие экономичных режимов на дозвуковых скоростях полета, что связано с низкими степенями повышения давления в газовых эжекторах.

Указанный недостаток отсутствует у ТРДЭу (фиг.6).

В ТРДЭу новыми элементами являются заслонка - звуковое сопло 9 (далее заслонка), регулируемые сопловые аппараты турбин 10.

Работа двигателя осуществляется следующим образом. На дозвуковых и малых сверхзвуковых скоростях полета (Мп менее 2,5) заслонка находится в верхнем положении, перекрывая доступ воздуха из входного устройства 1 в камеру смешения 5 (фиг.6, верхний вид). Двигатель работает в режиме ТРД. На повышенных скоростях полета (Мп более 2,5) заслонка устанавливается в промежуточное положение (фиг.6, нижний вид), обеспечивая тем самым доступ воздуха из входного устройства 1 в камеру смешения 5, а сопловые аппараты 10 турбин разворачиваются, обеспечивая проход газа. Двигатель работает в режиме ТРДЭ.

Как один из вариантов ТРДЭу предлагается двигатель (фиг.6), имеющий:

1. Звуковой газовый эжектор.

2. Цилиндрическую камеру смешения.

3. Двухкаскадный компрессор низкого давления.

4. Двухпозиционную ("закрыто", "открыто") заслонку 9, открытие которой осуществляется на сверхзвуковых скоростях полета из условия обеспечения докритического режима работы газового эжектора (П менее По) (Г.Н.Абрамович. Прикладная газовая динамика, М.: Наука, 1976 г., стр.516, рис. 9,14).

5. Регулируемые сопловые аппараты турбины. При этом сопловой аппарат турбины высокого давления регулируется в соответствии с законом



где Fca - площадь минимального проходного сечения соплового аппарата турбины высокого давления при открытой заслонке;

Fca_o - площадь минимального проходного сечения соплового аппарата турбины высокого давления при закрытой заслонке;

= F₁/F₂ - отношение площадей сопел эжектирующего (F₁) и эжектируемого (F₂) газов при открытой заслонке;

q(_см) - плотность тока газа на выходе из камеры смешения при открытой заслонке.

Конкретные схемы и характеристики ТРДЭ рассмотрены в монографии (В.Л. Письменный. Основы теории расчета турбоэжекторных двигателей. ГЛИЦ им. Чкалова, деп.в ЦВНИ МО РФ В-4195, 2000 г., 43 с.).

Теоретические исследования показывают, что турбоэжекторные двигатели на крейсерских скоростях полета (Мп=3,53,8) по своим газодинамическим характеристикам приближаются к ПВРД (общий КПД турбоэжекторного двигателя на крейсерских скоростях полета более 40%). При этом в отличие от ПВРД двигатели обладают стартовой тягой, необходимой для взлета летательного аппарата.