двухконтурный турбореактивный двигатель

Формула изобретения

1. Двухконтурный турбореактивный двигатель, содержащий компрессор низкого давления, последовательно установленные во внутреннем контуре газогенератор, включающий компрессор высокого давления, камеру сгорания и турбину низкого давления, кинематически соединенную с компрессором низкого давления, а в наружном контуре - камеру сгорания наружного контура и турбину наружного контура, соединенную валом с турбиной низкого давления, за которой размещен переходник, сообщающий полость за турбиной низкого давления с кольцевым каналом, расположенным по периферии турбины наружного контура, а воздушный канал наружного контура - с полостью перед камерой сгорания наружного контура, реактивное сопло и регулируемый клапан перепуска воздуха из полости перед турбиной наружного контура в кольцевой канал, отличающийся тем, что в двигателе, работающем на топливе с высоким хладоресурсом, в воздушном канале перед газогенератором последовательно по ходу воздуха установлен топливовоздушный теплообменник системы топливоподачи в камеры сгорания с регулируемыми топливными клапанами, имеющий две секции, первая из которых подключена по выходу к камере сгорания газогенератора, а вторая - к камере сгорания наружного контура.

2. Двухконтурный турбореактивный двигатель по п.1, отличающийся тем, что он снабжен форсажной камерой сгорания, установленной перед реактивным соплом, и дополнительной секцией топливовоздушного теплообменника, выход из которой подключен к форсажной камере сгорания.

3. Двухконтурный турбореактивный двигатель по пп.1 и 2, отличающийся тем, что первая секция топливо-воздушного теплообменника расположена в воздушном тракте компрессора низкого давления, вторая - перед газогенератором, а третья - между ступенями компрессора высокого давления.

Описание изобретения к патенту

Изобретение относится к авиадвигателям для высокоскоростных и воздушно-космических самолетов.

Известен двухконтурный турбореактивный двигатель обычной схемы (ТРДДФ) [1], спроектированный для высокоскоростных самолетов, работающих на топливе с большим хладоресурсом, например на жидком водороде, сжиженном природном газе и др. Такой двигатель обеспечивает противоречивые требования к многорежимным летательным аппаратам (в том числе к удельным диаметральным размерам), работающим в диапазоне скоростей М=0-3,5.

Термодинамическими недостатками такого ТРДДФ, предназначенного для первых ступеней воздушно-космических самолетов, у которых потребный диапазон скоростей составляет М=0-6,0, являются:

- Невозможность обеспечения высоких относительных тяг при М>3,5 (величина М_max уточняется в зависимости от уровня максимально-допустимой температуры газа перед турбиной). Это связано с неизбежным ростом степени двухконтурности при увеличении скорости полета, что приводит к уменьшению расхода рабочего тела и мощности турбины низкого давления. При этом давление газа перед реактивным соплом падает до уровня давления воздуха на входе в двигатель, резко уменьшаются расход воздуха и тяга двигателя.

- В ТРДДФ обычной схемы, работающем на топливе с большим хладоресурсом, не производится охлаждение воздуха в процессе сжатия для увеличения работы цикла.

Однако установка топливно-воздушного теплообменника перед газогенератором ТРДДФ, вход и выход из которого соединены с системой топливоподачи в камеры сгорания, позволяет увеличить максимальную скорость полета лишь на M~1 [2]. Дальнейшее повышение М_mах в ТРДДФ с теплообменником ограничивается предельным хладоресурсом топлива и уменьшением расхода рабочего тела через турбину низкого давления, как в решении 1.

Поэтому применение ТРДДФ-аналогов, работающих на топливе с большим хладоресурсом, как при обычной схеме, так и в схеме с топливовоздушным теплообменником, не обеспечивает необходимый диапазон скоростей полета и требует включения в силовую установку, помимо турбореактивного, прямоточного двигателя. Из-за этого удельная масса и габариты, а также надежность силовой установки значительно ниже, чем у однодвигательной.

Прототипом предлагаемого изобретения является двухконтурный двигатель изменяемого цикла, выполненный в соответствии с [3].

В двигателе [3] устранен один из основных термодинамических недостатков ТРДДФ-аналогов (решения 1 и 2). Благодаря установке в наружном контуре камеры сгорания и турбины, соединенной валом с турбиной низкого давления, двигатель работает как двухконтурный только на дозвуковых крейсерских режимах, т.е. только там, где он обеспечивает максимальную экономичность.

На форсированных и максимальных режимах двигатель работает по циклу одноконтурного ТРДФ, оптимальному для разгонных летательных аппаратов.

Весь проходящий воздух является рабочим телом для турбин внутреннего и наружного контуров. Это позволяет увеличить тягу, давление газа перед реактивным соплом и, следовательно, максимальную скорость полета по сравнению с решениями 1 и 2 при одинаковых параметрах цикла.

В отличие от решений 1 и 2 рост степени двухконтурности не приводит к уменьшению расхода рабочего тела через турбину из-за роста расхода газа через турбину наружного контура.

Однако несмотря на отсутствие дефицита мощности привода компрессора низкого давления в двигателе [3] при М=4,5-5 также наступает ограничение по давлению газа перед реактивным соплом. Действительно, чрезмерный рост степени двухконтурности приводит к значительному росту степени расширения в турбине наружного контура и к уменьшению давления перед соплом. Одновременно недопустимо увеличиваются удельные диаметральные габариты двигателя.

Из-за этого силовая установка для обеспечения диапазона скоростей М=0-6 также должна состоять из двух двигателей. Для нейтрализации чрезмерного повышения степени двухконтурности необходимо при М>4,5 оптимально перераспределить мощности турбин - уменьшить мощность турбины наружного контура за счет увеличения мощности турбины низкого давления. Это возможно при повышении работы цикла за счет использования хладоресурса топлива, как в решении 2, но при условии устранения рассмотренного выше термодинамического недостатка ТРДДФ (см. решения 1 и 2).

Задачей предлагаемого изобретения является повышение в двухконтурном турбореактивном двигателе, работающем на топливе с большим хладоресурсом, тяги и давления перед реактивным соплом до уровня, при котором становится возможным осуществить полет самолета при М_mах=5,5-6 с помощью одного турбореактивного двигателя вместо двух двигателей - турбореактивного и прямоточного.

Поставленная задача осуществляется в двухконтурном турбореактивном двигателе, содержащем компрессор низкого давления, последовательно установленные во внутреннем контуре газогенератор, включающий компрессор высокого давления, камеру сгорания, и турбину низкого давления, кинематически соединенную с компрессором низкого давления, а в наружном контуре - камеру сгорания наружного контура и турбину наружного контура, соединенную валом с турбиной низкого давления, за которой размещен переходник, сообщающий полость за турбиной низкого давления с кольцевым каналом, расположенным на периферии турбины наружного контура, а воздушный канал наружного контура - с полостью перед камерой сгорания наружного контура, реактивное сопло и регулируемый клапан перепуска воздуха из полости перед турбиной наружного контура в кольцевой канал, в котором для двигателя, работающего на топливе с высоким хладоресурсом, в воздушном канале перед газогенератором последовательно установлен топливовоздушный теплообменник системы топливоподачи в камеры сгорания с регулируемыми топливными клапанами, имеющий две секции, первая из которых подключена к камере сгорания газогенератора, а вторая - к камере сгорания наружного контура.

Кроме того, в нем перед реактивным соплом может быть установлена форсажная камера сгорания и дополнительная секция топливовоздушного теплообменника, выход из которой подключен к форсажной камере сгорания.

Кроме того, в нем первая секция топливовоздушного теплообменника может быть расположена в воздушном тракте компрессора низкого давления, вторая - перед газогенератором, а третья - между ступенями компрессора высокого давления.

Новым в изобретении является установка в воздушном канале перед газогенератором последовательно по ходу воздуха топливовоздушного теплообменника системы топливоподачи в камеры сгорания, имеющего две секции, первая из которых подключена по выходу к камере сгорания газогенератора, а вторая - к камере сгорания наружного контура, перед реактивным соплом может быть установлена форсажная камера сгорания и дополнительная секция топливовоздушного, выход из которой подключен к форсажной камере сгорания. Новым в изобретении является также разбивка топливовоздушного теплообменника на последовательно размещенные секции.

Такое решение позволяет уменьшить габариты и массу теплообменика, повысить эффективность его работы. Действительно, давление топлива в секциях теплообменника существенно различно. Оно пропорционально давлению в камерах сгорания. Поверхность теплообмена в секциях также разная - она, в основном, определяется различным расходом топлива через каждую из камер сгорания. С ростом скорости полета и при дросселировании двигателя расход топлива через каждую из секций изменяется по-разному.

При этом дросселировать расход топлива, проходящий через каждую секцию, более эффективно, чем дросселировать суммарный расход топлива.

Первая секция по ходу воздуха должна быть соединена с камерой сгорания газогенератора, т.к. изменение расхода топлива через нее при разгоне самолета относительно невелико и снижение температуры воздуха обеспечивается на всех эксплуатационных режимах.

Благодаря повышению тяги и максимальной скорости полета становится возможным придать силовой установке самолета новое качество - обеспечить впервые в практике мирового авиадвигателестроения разгон и полет самолета в диапазоне скоростей М=0-6 с одним турбореактивным двигателем вместо двух двигателей - турбореактивного и прямоточного.

На чертеже представлен предлагаемый двухконтурный турбореактивный двигатель с форсажной камерой сгорания. Двигатель состоит из компрессора низкого давления 1, выход из которого соединен с внутренним газотурбинным контуром 2 и воздушным каналом наружного контура 3. Во внутреннем контуре 2 последовательно установлены три секции топливовоздушного теплообменника 4, 5 и 6, газогенератор 7, включающий компрессор высокого давления 8, камеру сгорания газогенератора 9 и турбину низкого давления 10, кинематически соединенную с компрессором низкого давления 1. За турбиной низкого давления 10 установлен переходник 11, в котором внутренний газотурбинный контур 2 и воздушный канал наружного контура 3 перекрещиваются.

Воздушный канал 3 сообщен через переходник 11 с последовательно установленными камерой сгорания наружного контура 12 и турбиной наружного контура 13, соединенной валом 14 с турбиной низкого давления 10.

Полость за турбиной низкого давления 10 сообщена с кольцевым каналом 15, расположенным по периферии турбины наружного контура 13. Выход из турбины наружного контура 13 и выход из кольцевого канала 15 соединены через смеситель 16 с форсажной камерой 17, на выходе из которой установлено реактивное сопло 18 с регулируемым критическим сечением. На выходе из воздушного канала наружного контура 3 установлен регулируемый клапан перепуска воздуха 19, сообщающий канал 3 с кольцевым каналом 15, необходимый для повышения экономичности на крейсерских дозвуковых режимах. Вход и выход из первой секции теплообменника 4 соединены трубопроводами 20, 21 и регулируемым топливным клапаном 22 с системой топливоподачи в камеру сгорания газогенератора 9. Вход и выход из второй секции 5 соединены трубопроводами 23, 24 и регулируемым топливным клапаном 25 с системой топливоподачи в камеру наружного контура 12. Вход и выход из третьей секции 6 соединены трубопроводами 26, 27 и регулируемым клапаном 28 с системой топливоподачи в форсажную камеру сгорания 17.

На форсированных и максимальных режимах двигатель работает следующим образом. Воздух сжимается компрессором низкого давления 1 и поступает частично во внутренний газотурбинный контур 2 - в последовательно установленные секции теплообменника 4, 5 и 6, газогенератор 7 и турбину низкого давления 10, а частично - в воздушный канал наружного контура 3. Из турбины 10 газ поступает через переходник 11 в кольцевой канал 15 и далее через смеситель 16 в форсажную камеру 17.

Воздух из воздушного канала наружного контура 3 через переходник 11 поступает в камеру сгорания наружного контура 12, турбину наружного контура 13 и через смеситель 16 - в форсажную камеру 17 и далее в реактивное сопло 18. Топливо по трубопроводу 20 через регулируемый топливный клапан 22 поступает по трубопроводу 21 на вход в камеру сгорания газогенератора 7. Топливо по трубопроводу 23 через регулируемый топливный клапан 25 поступает по трубопроводу 24 на вход в камеру сгорания наружного контура 13. Форсажное топливо по трубопроводу 26 через регулируемый топливный клапан 28 по трубопроводу 27 поступает в форсажную камеру сгорания 17.

При работающей камере сгорания наружного контура 12 регулируемый клапан перепуска воздуха 19 закрыт.

Топливные клапаны 22, 25 и 28 с ростом температуры воздуха на входе в компрессор низкого давления 1 плавно закрывают перепуск топлива мимо секций теплообменника, увеличивая степень охлаждения воздуха перед газогенератором.

При дросселировании двигателя сначала плавно прекращается подача топлива в форсажную камеру 17, а затем - в камеру сгорания наружного контура 12. После выключения камеры сгорания наружного контура 12 открывается регулируемый клапан перепуска 19. При этом воздух из канала наружного контура 3, в основном, поступает в кольцевой канал 15. Дальнейшее дросселирование производится уменьшением подачи топлива в камеру сгорания газогенератора 9.

Предлагаемый двигатель состоит из узлов, применяемых в современных авиадвигателях - компрессоров, турбин, камер сгорания, теплообменников. Уровень параметров и конструктивный облик узлов не отличаются от существующих и подтверждены выполненным проектом. Материалы и технологические процессы для изготовления деталей двигателя одинаковы с применяемыми в современных серийных авиадвигателях.

Топлива с большим хладоресурсом успешно апробированы в отечественных и зарубежных опытных авиадвигателях.

Возможность промышленного выполнения двигателя не вызывает сомнения.

Источники информации

1. Теория двухконтурных турбореактивных двигателей. /Под редакцией С.М. Шляхтенко. М.: Машиностроение, 1979 г.

2. Доклад на 9-м Международной конференции по гиперзвуковым системам N AIAA-99-4842 (ноябрь 1999 г., Норфолк, США), опубликованный в сборнике докладов конференции.

3. Авторское свидетельство СССР N 1809146, кл. F 02 К 3/00, опубликовано в бюллетене N 14 за 1993 г. Автор - Дембо Н.С.