турбореактивный двигатель с эжекторным наддувом

Формула изобретения

1. Турбореактивный двигатель с эжекторным наддувом, содержащий входное устройство, компрессор, турбину, основную камеру сгорания, расположенную между компрессором и турбиной, выходное устройство, 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, отличающийся тем, что степень повышения давления в компрессоре составляет величину _к= 48, а коэффициент отбора воздуха за компрессором - величину К_отб= 0,150,25 расхода воздуха через компрессор.

2. Турбореактивный двигатель с эжекторным наддувом по п. 1, отличающийся тем, что камера смешения цилиндрическая.

3. Турбореактивный двигатель с эжекторным наддувом по п. 1, отличающийся тем, что в канале высокого давления газового эжектора установлено перекрывное устройство.

Описание изобретения к патенту

Изобретение относится к авиадвигателестроению.

Известная газотурбинная установка, содержащая газовый эжектор, канал высокого давления которого закольцован через камеру смешения, и компрессор низкого давления (Авторское свидетельство СССР 181449, МПК F 02 С 3/32, 1966 г.).

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

Двигатель из-за недостаточной лобовой тяги не может (без использования форсажной камеры) применяться на сверхзвуковых скоростях полета.

Газотурбинная установка не создает реактивной силы.

Задачей, на решение которой направлено настоящее изобретение, является повышение тяги турбореактивного двигателя.

На сверхзвуковых скоростях полета сопротивление летательного аппарата растет быстрее, чем тяга турбореактивных двигателей. Для увеличения тяги турбореактивные двигатели формируют, сжигая топливо за турбиной, что существенно ухудшает их экономичность. Увеличить тягу турбореактивного двигателя, не ухудшая его экономичности, можно дополнительным (независимо от скоростного напора) увеличением расхода воздуха через двигатель.

Поставленная задача решается за счет того, что в турбореактивном двигателе с эжекторным наддувом, содержащим входное устройство, компрессор, турбину, основную камеру сгорания, расположенную между компрессором и турбиной, выходное устройство (сверхзвуковое сопло), газовый эжектор, канал высокого давления которого закольцован через камеру смешения, диффузор и компрессор, а канал низкого давления с одной стороны соединен с атмосферой, а с другой стороны с компрессором через камеру смешения и диффузор, согласно изобретению степень повышения давления в компрессоре составляет величину _к ==48, а коэффициент отбора воздуха за компрессором - величину К_отб=0,150,25 расхода воздуха через компрессор.

Поставленная задача решается также за счет того, что камера смешения газового эжектора выполнена цилиндрической.

Поставленная задача решается также за счет того, что в канале высокого давления газового эжектора установлено перекрывное устройство.

Согласно изобретению на известном турбореактивном двигателе устанавливается переразмеренный компрессор со степенью сжатия _к ==48, избыток производительности которого в количестве (1525)% от расхода воздуха через компрессор используется для наддува двигателя звуковым газовым эжектором, канал высокого давления которого закольцован через камеру смешения, диффузор и компрессор.

Суть изобретения состоит в том, что при увеличении скорости полета доля воздуха, отбираемая у компрессора на его наддув, уменьшается, а доля воздуха, поступающая в выходное устройство и участвующая в создании реактивной силы, увеличивается. При необходимости форсирования тяги двигателя на сверхзвуковых скоростях полета газовый эжектор отключается и весь воздух, проходящий через компрессор, поступает в газовоздушный тракт двигателя, обеспечивая прирост тяги за счет сгорания топлива в основной камере сгорания.

На фиг.1 изображена схема турбореактивного двигателя с эжекторным наддувом;

на фиг. 2 изображены высотно-скоростные характеристики турбореактивных двигателей.

Турбореактивный двигатель состоит из входного устройства 1, звукового газового эжектора 2, цилиндрической камеры смешения 3, диффузора 4, компрессора 5, ленты перепуска 6 (перекрывное устройство), основной камеры сгорания 7, турбины 8 реактивного сопла (выходного устройства) 9. При этом канал высокого давления газового эжектора 2 закольцован через камеру смешения 3, диффузор 4 и компрессор 5, а канал низкого давления с одной стороны соединен с атмосферой через входное устройство 1, а с другой стороны - с компрессором 5 через камеру смешения 3 и диффузор 4.

Работа турбореактивного двигателя осуществляется следующим образом. Воздух из атмосферы через входное устройство 1 поступает в камеру смешения 3, где смешивается с высокоскоростным потоком, истекающим из канала высокого давления газового эжектора 2, и далее через диффузор 4 поступает в компрессор 5 для сжатия. Сжатый до заданного давления воздух делится на два потока.

Первый поток поступает в основную камеру сгорания 7, куда одновременно через форсунки впрыскивается мелкораспыленное топливо. Образовавшийся в результате сгорания газ поступает на турбину 8, которая приводит во вращение компрессор 5. Выходящий из турбины газ расширяется в сверхзвуковом реактивном сопле 9 и истекает в атмосферу, создавая реактивную силу.

Второй поток поступает в канал высокого давления газового эжектора 2 и далее через звуковое лепестковое сопло - в камеру смешения 3, где, как указывалось ранее, перемешивается с атмосферным воздухом, повышая его температуру и давление. По мере увеличения скорости полета доля второго потока уменьшается, что способствует повышению расхода воздуха через двигатель и увеличению тяги. При необходимости форсирования тяги двигателя лента перепуска 6 закрывается (при одновременном раскрытии соплового аппарата турбины 8) и весь воздух, проходящий через компрессор 5, поступает в реактивное сопло 9 двигателя.

Степень форсирования турбореактивного двигателя с эжекторным наддувом (ТРДН) зависит от коэффициента отбора воздуха за компрессором 5 К_отб=G_отб/G_в (где G_отб - расход отбираемого воздуха, G_в - расход воздуха через компрессор 5), расчетное значение которого составляет величину 0,150,25 (при К_отб<0,15 эффект от применения форсирования незначителен, при К_отб > 0,25 нагрев воздуха на входе в компрессор недопустимо большой). Оптимальные расчетные значения степени повышения давления в компрессоре 5 как показывают теоретические исследования, находятся в области средних степеней повышения давления _к =48. С достаточной для практических целей точностью может быть определена как



где Т*_г - температура газа перед турбиной.

На фиг. 2 показаны высотно-скоростные характеристики ТРДН с исходными данными, Р_о= 10000 дан, _кo =6, Т_го ^*=1600 К, К_отб=0,2 (лента перепуска 6 закрывается при М_п= 2), полученные с помощью математической модели первого уровня. Здесь же для сравнения показаны характеристики форсированного турбореактивного двигателя (ТРДФ) с аналогичными исходными данными (Т*_ф=2000 К). Лобовые размеры обоих двигателей одинаковы (диаметр газового эжектора ТРДН соответствует диаметру форсажной камеры ТРДФ).

Из фиг. 2 видно, что в диапазоне скоростей М_п=22,5 (лента перепуска 6 закрыта) ТРДН выигрывает у ТРДФ как по тяге, так и по удельному расходу топлива, что наиболее объективно отражается в различии общих кпд сравниваемых двигателей, достигающем, как это следует из фиг.2, величины 1012%. Полученный результат имеет физическое объяснение. Дело в том, что при равных миделях сопротивление сети ТРДН всегда (вследствие более низких температур) меньше сопротивления сети ТРДФ, что позволяет ТРДН поддерживать до скоростей М_п=22,5 потребную тягу не за счет скорости истечения, а за счет расхода воздуха. Последнее, как известно, более эффективно.

Эжекторный наддув турбореактивных двигателей, как показывают теоретические исследования, позволяет за счет увеличения массы двигателя и некоторого ухудшения его расходных характеристик на дозвуковых скоростях полета понизить (по отношению к ТРДФ) расходы топлива на сверхзвуковых (М_п=22,5) крейсерских режимах полета на 2535%.