способ работы трехконтурного турбореактивного двигателя летательного аппарата и трехконтурный турбореактивный двигатель летательного аппарата

Формула изобретения

1. Способ работы трехконтурного турбореактивного двигателя летательного аппарата, включающий подачу воздуха в наружный прямоточный и внутренний контуры двигателя, сжатие воздуха в секциях основного компрессора, сжигание топлива в сжатом воздухе в камере сгорания и расширение полученных продуктов сгорания в турбине и реактивном сопле, отличающийся тем, что на выходе из камеры сгорания продукты сгорания разделяют на два потока, один из которых направляют в прямоточный контур, а другой смешивают с частью воздуха из охлаждающего контура и подают на вход турбины, истекающие из реактивного сопла прямоточного контура со сверхзвуковой скоростью продукты сгорания направляют в смесительную камеру, эжектируя выходящие из турбины расширившиеся продукты сгорания, причем при работе в форсажном режиме понижают температуру в камере сгорания до температуры торможения и уменьшают подачу охлаждающего воздуха на вход турбины за счет перепуска его для смешения с продуктами сгорания, поступающими в прямоточный контур, при работе на земле и малых высотах подачу воздуха во внутренний контур двигателя осуществляют на вход основного компрессора из прямоточного контура, при увеличении высоты полета летательного аппарата выше 4000 м отключают подачу воздуха в прямоточный контур, а подачу воздуха на вход основного компрессора осуществляют через секцию дополнительного компрессора низкого давления, последовательно подключая его ступени, начиная с последней и кончая первой при достижении расчетной высоты полета, при увеличении скорости полета летательного аппарата выше сверхзвуковой производят последовательное отключение ступеней компрессора, начиная с секции дополнительного компрессора низкого давления до последней ступени основного компрессора, и включение прямоточного контура, при этом осуществляют согласование работы секций компрессоров и турбины за счет регулирования реактивного сопла и изменения площади проходного сечения смесительной камеры.

2. Способ по п. 1, отличающийся тем, что на больших высотах полета летательного аппарата осуществляют подачу кислорода в прямоточный контур.

3. Способ по п. 1, отличающийся тем, что при скорости полета более 2-3 М производят отключение первой секции основного компрессора, а воздух из прямоточного контура направляют на вход его второй секции.

4. Трехконтурный турбореактивный двигатель летательного аппарата, содержащий внутренний контур с камерой сгорания и установленными в нем на одном валу секциями основного компрессора и турбиной, наружный прямоточный контур, подключенный к внутреннему между секциями основного компрессора посредством переключающего устройства, и соединенный на выходе с регулируемым реактивным соплом, отличающийся тем, что он снабжен охлаждающим контуром, смесительной камерой с изменяемой площадью проходного сечения и установленной на входе в основной компрессор секцией дополнительного компрессора низкого давления дисковой конструкции, диски которого установлены с возможностью соединения с валом внутреннего контура и между собой посредством коробки сцепления, наружный прямоточный контур дополнительно подключен к внутреннему между секцией дополнительного компрессора низкого давления и первой секцией основного компрессора и к входу и выходу камеры сгорания и снабжен форсунками для подачи форсажного топлива, расположенными в нем за камерой сгорания по ходу продуктов сгорания, охлаждающий контур расположен под камерой сгорания и подключен к выходу последней ступени основного компрессора, входу в турбину и к системам ее охлаждения и охлаждения надтурбинной обечайки, отделяющей турбину от прямоточного контура, на входе и выходе охлаждающего контура установлены обечайки управления воздухом, а реактивное сопло прямоточного контура и выход из турбины подключены к смесительной камере с изменяемой площадью проходного сечения с образованием сверхзвукового эжектора.

5. Двигатель по п. 4, отличающийся тем, что наружный прямоточный контур подключен к источнику подачи кислорода.

6. Двигатель по п. 4, отличающийся тем, что каждый диск секции дополнительного компрессора низкого давления установлен на свободном валу.

7. Двигатель по п. 4 или 6, отличающийся тем, что на входе в секцию дополнительного компрессора установлено вспомогательное перекрывающее устройство.

Описание изобретения к патенту

Изобретение относится к авиадвигателестроению, в частности к дозвуковым и сверхзвуковым турбореактивным двигателям, а также при наличии на борту запасов кислорода может быть использовано в качестве двигательных установок на космических кораблях многоразового использования для взлета, набора высоты с выходом в космическое пространство, снижения и посадки.

Известен способ работы трехконтурного турбореактивного двигателя летательного аппарата, включающий подачу воздуха в наружный прямоточный и внутренний контуры двигателя, сжатие воздуха в секциях основного компрессора, сжигание топлива в сжатом воздухе в камере сгорания и расширение полученных продуктов сгорания в турбине и реактивном сопле (патент США 4569199, МПК F 02 К 3/06, 1986).

Из того же источника также известен трехконтурный турбореактивный двигатель летательного аппарата, содержащий внутренний контур с камерой сгорания и установленными в нем на одном валу секциями основного компрессора и турбиной, наружный прямоточный контур, подключенный к внутреннему между секциями основного компрессора посредством переключающего устройства и соединенный на выходе с регулируемым реактивным соплом.

Недостатком известных способа и устройства является относительно большой расход топлива при недостаточной величине тяги.

Задачей, на решение которой направлено настоящее изобретение, является увеличение тяги одновального двигателя при минимальном расходе топлива с ростом высоты.

Поставленная задача в части способа решается за счет того, что при способе работы трехконтурного турбореактивного двигателя летательного аппарата, включающем подачу воздуха в наружный прямоточный и внутренний контуры двигателя, сжатие воздуха в секциях основного компрессора, сжигание топлива в сжатом воздухе в камере сгорания и расширение полученных продуктов сгорания в турбине и реактивном сопле, согласно изобретению на выходе из камеры сгорания продукты сгорания разделяют на два потока, один из которых направляют в прямоточный контур, а другой смешивают с частью воздуха из охлаждающего контура и подают на вход турбины, истекающие из реактивного сопла прямоточного контура со сверхзвуковой скоростью продукты сгорания направляют в смесительную камеру, эжектируя выходящие из турбины расширившиеся продукты сгорания, причем при работе в форсажном режиме понижают температуру в камере сгорания до температуры торможения и уменьшают подачу охлаждающего воздуха на вход турбины за счет перепуска его для смешения с продуктами сгорания, поступающими в прямоточный контур, при работе на земле и малых высотах подачу воздуха во внутренний контур двигателя осуществляют на вход основного компрессора из прямоточного контура, при увеличении высоты полета летательного аппарата выше 4000 м отключают подачу воздуха в прямоточный контур, а подачу воздуха на вход основного компрессора осуществляют через секцию дополнительного компрессора низкого давления, последовательно подключая его ступени, начиная с последней и кончая первой при достижении расчетной высоты полета, при увеличении скорости полета летательного аппарата выше сверхзвуковой производят последовательное отключение ступеней компрессора, начиная с секции дополнительного компрессора низкого давления до последней ступени основного компрессора, и включение прямоточного контура, при этом осуществляют согласование работы секций компрессоров и турбины за счет регулирования реактивного сопла и изменения площади проходного сечения смесительной камеры.

Поставленная задача в части способа решается также за счет того, что на больших высотах полета летательного аппарата осуществляют подачу кислорода в прямоточный контур.

Поставленная задача в части способа решается также за счет того, что при скорости полета более 2-3 М производят отключение первой секции основного компрессора, а воздух из прямоточного контура направляют на вход его второй секции.

Поставленная задача в части двигателя решается за счет того, что трехконтурный турбореактивный двигатель летательного аппарата, содержащий внутренний контур с камерой сгорания и установленными в нем на одном валу секциями основного компрессора и турбиной, наружный прямоточный контур, подключенный к внутреннему между секциями основного компрессора посредством переключающего устройства и соединенный на выходе с регулируемым реактивным соплом, согласно изобретению снабжен охлаждающим контуром, смесительной камерой с изменяемой площадью проходного сечения и установленной на входе в основной компрессор секцией дополнительного компрессора низкого давления дисковой конструкции, диски которого установлены с возможностью соединения с валом внутреннего контура и между собой посредством коробки сцепления, наружный прямоточный контур дополнительно подключен к внутреннему между выходом из секции дополнительного компрессора низкого давления и первой секцией основного компрессора и к входу и выходу камеры сгорания и снабжен форсунками для подачи форсажного топлива, расположенными в нем за камерой сгорания по ходу продуктов сгорания, охлаждающий контур расположен под камерой сгорания и подключен к выходу последней ступени основного компрессора, входу в турбину и к системам ее охлаждения и охлаждения надтурбинной обечайки, отделяющей турбину от прямоточного контура, на входе и выходе охлаждающего контура установлены обечайки управления воздухом, а реактивное сопло прямоточного контура и выход из турбины подключены к смесительной камере с изменяемой площадью проходного сечения с образованием сверхзвукового эжектора.

Поставленная задача в части двигателя решается также за счет того, что наружный прямоточный контур подключен к источнику подачи кислорода.

Поставленная задача в части двигателя решается также за счет того, что каждый диск секции дополнительного компрессора низкого давления установлен на свободном валу.

Поставленная задача в части двигателя решается также за счет того, что на входе в секцию дополнительного компрессора установлено вспомогательное перекрывающее устройство.

На чертеже изображен предлагаемый трехконтурный турбореактивный двигатель летательного аппарата.

Трехконтурный турбореактивный двигатель летательного аппарата для реализации описываемого способа содержит внутренний контур 1 с камерой сгорания 2 и установленными в нем на одном валу 3 секциями 4, 5 основного компрессора и турбиной 6. Наружный прямоточный контур 7 подключен к внутреннему контуру 1 между секциями 4, 5 основного компрессора посредством переключающего устройства 8 и соединен на выходе с регулируемым реактивным соплом 9.

Трехконтурный турбореактивный двигатель снабжен охлаждающим контуром 10, смесительной камерой 11 с изменяемой площадью проходного сечения и установленной на входе в основной компрессор секцией 12 дополнительного компрессора низкого давления дисковой конструкции. Диски 13 секции 12 дополнительного компрессора низкого давления установлены с возможностью соединения с валом 3 внутреннего контура 1 и между собой посредством коробки сцепления 14. Наружный прямоточный контур 7 дополнительно подключен к внутреннему между выходом из секции 12 дополнительного компрессора низкого давления и первой секцией 4 основного компрессора посредством переключающего устройства 15 и к входу и выходу камеры сгорания 2 и снабжен форсунками 16 для подачи форсажного топлива, расположенными в нем за камерой сгорания 2 по ходу продуктов сгорания. Охлаждающий контур 10 расположен под камерой сгорания 2 и подключен к выходу последней ступени второй секции 5 основного компрессора, входу в турбину 6 и к системам ее охлаждения (на чертеже не показаны) и охлаждения надтурбинной обечайки 17, отделяющей турбину 6 от наружного прямоточного контура 7. На входе и выходе охлаждающего контура 10 установлены обечайки 18, 19 управления воздухом. Реактивное сопло 9 прямоточного контура 7 и выход из турбины 6 подключены к смесительной камере 11 с изменяемой площадью проходного сечения с образованием сверхзвукового эжектора. Наружный прямоточный контур 7 подключен к источнику подачи кислорода (на чертеже не показан). Каждый диск 13 секции 12 дополнительного компрессора низкого давления установлен на свободном валу 20. На входе в секцию 12 дополнительного компрессора установлено вспомогательное перекрывающее устройство 21.

Предлагаемый способ осуществляют следующим образом.

При работе трехконтурного турбореактивного двигателя летательного аппарата осуществляют подачу воздуха в его наружный прямоточный и внутренний контуры 7 и 1 соответственно, сжатие воздуха в секциях 4, 5 основного компрессора, сжигание топлива в сжатом воздухе в камере сгорания 2 и расширение полученных продуктов сгорания в турбине 6 и реактивном сопле 9. На выходе из камеры сгорания 2 продукты сгорания разделяют на два потока, один из которых направляют в прямоточный контур 7. Другой поток смешивают с частью воздуха из охлаждающего контура 10 и подают на вход турбины 6. Истекающие из реактивного сопла 9 наружного прямоточного контура 7 со сверхзвуковой скоростью продукты сгорания направляют в смесительную камеру 11, эжектируя выходящие из турбины 6 расширившиеся продукты сгорания. После смешивания газ выходит из двигателя, создавая реактивную тягу.

При работе в форсажном режиме для экономии основного топлива понижают температуру в камере сгорания 6 до температуры торможения и уменьшают подачу охлаждающего воздуха на вход турбины 6 за счет перепуска его для смешения с продуктами сгорания, поступающими в наружный прямоточный контур 7, для чего обечайка 19 смещается вперед и увеличивает количество воздуха, взаимодействующего с форсажным топливом, которое подают из форсунок 16 и воспламеняют от основного потока выхлопных газов. Воспламенившееся топливо сгорает в наружном прямоточном контуре 7, позволяя получить на выходе из двигателей прирост тяги.

При работе на земле и малых высотах подачу воздуха во внутренний контур 1 двигателя осуществляют на вход секций 4, 5 основного компрессора из прямоточного контура 7.

При увеличении высоты полета летательного аппарата выше 4000 м отключают подачу воздуха в наружный прямоточный контур 7. Подачу воздуха на вход секций 4, 5 основного компрессора осуществляют через секцию 12 дополнительного компрессора низкого давления, последовательно подключая его ступени, начиная с последней и кончая первой при достижении расчетной высоты полета.

На больших высотах полета летательного аппарата осуществляют подачу кислорода в наружный прямоточный контур 7.

При увеличении скорости полета летательного аппарата выше сверхзвуковой производят последовательное отключение ступеней компрессора от вала 3, начиная с секции 12 дополнительного компрессора низкого давления, и включение наружного прямоточного контура 7. При скорости полета более 2-3 М в зависимости от высоты полета переключающим устройством 8 производят отключение первой секции 4 основного компрессора, а воздух из наружного прямоточного контура 7 направляют на вход второй секции 5 компрессора.

При увеличении скорости полета выше 3,5 М на высотах выше 11000 м переключающим устройством 8 прекращается подача воздуха на вход секции 5 основного компрессора, обечайкой управления 19 перекрывается доступ газов из камеры сгорания 2 на вход турбины 6, что обеспечивает работу двигателя в прямоточном режиме.

При этом осуществляют согласование работы секций 4, 5, 12 компрессоров и турбины 6 за счет регулирования реактивного сопла 9 и изменения площади проходного сечения смесительной камеры 11.

Для обеспечения работы двигателя на больших высотах полета летательного аппарата до выхода в космическое пространство осуществляют подачу кислорода в наружный прямоточный контур 7.

Изобретение позволяет повысить тягу при минимальном расходе топлива с ростом высоты полета при выполнении двигателя одновальным за счет сохранения постоянным секундного расхода воздуха на всех режимах полета.