Способ повышения тяги двухконтурного турбореактивного двигателя

Способ повышения тяги двухконтурного турбореактивного двигателя, содержащего вентилятор, компрессор, камеру сгорания, турбину высокого давления, турбину низкого давления, сопло внутреннего контура и сопло наружного контура, заключается в том, что в канале наружного контура перед входом в сопло устанавливаются направляющие лопатки, позволяющие получить за срезом сопла внутреннего контура зону пониженного давления, что обеспечивает увеличение скорости истечения из сопла внутреннего контура и возрастание расхода воздуха через двигатель. Изобретение направлено на повышение тяги при сохранении веса двигателя. 2 ил.

 

Изобретение относится к двигателестроению, в частности к выходным устройствам двухконтурного турбореактивного двигателя.

Известен способ повышения тяги двигателя (РФ №2215889), заключающийся в том, что в реактивном двигателе рабочее тело (само и/или минимум один компонент из его составляющих с давлением выше давления внешней среды) делят на минимум два противоположных потока, расширяя прямой поток минимум в сопле и преобразуя его энергию в маршевую тягу, а энергию обратного потока, с изменением его направления в интервале от начального до обратного, преобразуют в маршевую тягу с помощью минимум одного криволинейного профильного перепускного канала с профильными рабочими лопатками на внутренней поверхности, ориентированными поперек перепускаемого обратного потока рабочего тела. Осуществление данного способа возможно с помощью устройства, содержащего по меньшей мере минимум один криволинейный профильный перепускной канал для перепуска обратного потока рабочего тела, на внутренней поверхности которого профильные рабочие лопатки выполнены охватывающими обратный поток и поперек него ориентированы. Недостатком данного устройства являются большие гидравлические потери на разворот потока и трение о профильные рабочие лопатки, а также наличие дополнительной силы, действующей на поверхность поворотного устройства, направленной в сторону, противоположную направлению силы тяги и приводящей к тому, что выигрыш от вязкостных эффектов трения об обратный канал становится меньше потерь тяги на трение и разворот потока.

Известен способ повышения тяги двигателя, относящийся к бесклапанным-пульсирующим воздушно-реактивным двигателям, в частности к двигателям беспилотных летательных аппаратов. Способ заключается в повышении реактивной тяги бесклапанного пульсирующего воздушно-реактивного двигателя за счет циклического выброса продуктов сгорания и всасывания атмосферного воздуха. Во впускном канале в цикле всасывания одновременно осуществляют генерацию двух кольцевых вихрей. Одновременная генерация в цикле всасывания двух кольцевых вихрей интенсифицирует массоперенос и горение, что приводит к росту амплитуды пульсаций давления и росту тяги двигателя (RU 429366 С2, F02K 7/02).

Недостатком данного способа является незначительное увеличение тяги и большие потери полного давления в камере сгорания.

Известен способ повышения тяги двигателя, заключающийся в использовании реакции газов, выбрасываемых из резонаторной трубы, и эжектировании атмосферного воздуха. Во время цикла всасывания дополнительно используют энергию возвратного течения газов в резонаторную трубу посредством установки поворотного колена, расположенного внутри эжектора, для создания во входной части последнего дополнительной вертикальной подъемной силы.

В другом варианте осуществления способа увеличения силы тяги пульсирующего воздушно-реактивного двигателя вертикального взлета во время цикла всасывания дополнительно используют энергию возвратного течения газа в резонаторную трубу посредством выполнения механических элементов, установленных в хвостовой части резонаторной трубы в виде решетки крыловых профилей, располагаемых с нулевым углом атаки, для создания дополнительной вертикальной силы. Изобретение направлено на увеличение силы тяги пульсирующего воздушно-реактивного двигателя вертикального взлета (RU 2333378 С2, F02K 7/02).

Недостатком данного способа является увеличение веса двигателя и снижение прироста тяги при большой скорости полета.

Предлагаемый способ повышения тяги двухконтурного турбореактивного двигателя заключается в том, что в канале наружного контура перед соплом устанавливают направляющие лопатки, обеспечивающие закрутку потока воздуха наружного контура. В результате, за срезом сопла внутреннего контура образуется зона пониженного давления, которая позволяет увеличить перепад давления на турбине и повысить скорость газового потока, вытекающего из внутреннего контура. При этом увеличиваются частота вращения и мощность турбины низкого давления, что приводит к возрастанию расхода воздуха через двигатель. Увеличение расхода воздуха и скорости газа, вытекающего из сопла внутреннего контура, приводит к возрастанию тяги двигателя. Благодаря установке в канале наружного контура направляющих лопаток, имеющих незначительный вес, обеспечивается существенное увеличение тяги при практически неизменном весе двигателя.

Схема варианта конструктивного исполнения предлагаемого способа повышения тяги двухконтурного турбореактивного двигателя представлена на рис. 1. Двигатель содержит вентилятор 1, компрессор 2, камеру сгорания 3, турбину высокого давления 4, турбину низкого давления 5, сопло внутреннего контура 6, направляющие лопатки 7, создающие закрутку потока, и сопло наружного контура 8.

Образование за срезом сопла внутреннего контура зоны пониженного давления подтверждено расчетным путем. На рис. 2 представлено расчетное поле статических давлений, формирующееся за срезом сопла двухконтурного реактивного двигателя. Расчет проведен с использованием пакета газодинамических расчетов ANSYS Fluent при параметрах, показанных на рис. 2.

Способ повышения тяги двухконтурного турбореактивного двигателя, содержащий вентилятор, компрессор, камеру сгорания, турбину высокого давления, турбину низкого давления, сопло внутреннего контура и сопло наружного контура, отличающийся тем, что в канале наружного контура перед входом в сопло устанавливаются направляющие лопатки, позволяющие получить за срезом сопла внутреннего контура зону пониженного давления, что обеспечивает увеличение скорости истечения из сопла внутреннего контура и возрастание расхода воздуха через двигатель.



 

Похожие патенты:

Двухконтурный газотурбинный двигатель используется в сочетании с понижающим редуктором для уменьшения скорости вращения вентилятора относительно скорости вращения турбины низкого давления.

Зубчатая система привода вентилятора газотурбинного двигателя, обеспечивающая понижение частоты вращения между турбиной привода вентилятора и вентилятором, содержит подвеску, обеспечивающую гибкую опору частей зубчатой системы, и смазочную систему, выполненную с возможностью подачи смазочного материала к зубчатой системе и отвода тепловой энергии, выделяющейся в зубчатой системе.

Предложена присоединяющая лопатку конструкция в сочетании с лопаткой реактивного двигателя, предназначенная для присоединения лопатки к реактивному двигателю, причем лопатка выполнена из композиционного материала.

Узел авиационного двигателя для забора воздуха и выпуска центральной струи и струи обводного контура содержит цилиндрический центральный обтекатель, цилиндрическую гондолу, множество распорных элементов, основной и вспомогательный пилоны и множество направляющих лопаток на стороне выхода вентилятора.

Двухконтурный турбореактивный двигатель содержит рабочее колесо вентилятора, имеющее лопатки и охваченное кольцевым картером. Картер содержит средства всасывания воздуха в кольцевом зазоре, образованном между картером и радиально наружными концами лопаток рабочего колеса вентилятора.

Турбореактивный двигатель содержит промежуточный картер с радиальными рукавами и приводным валом коробки зубчатых передач вспомогательных механизмов. Приводной вал установлен в радиальном рукаве, причем рукав включает промежуточный подшипник для опоры приводного вала.

Изобретение относится к уплотнительному устройству для прохода соединительной тяги системы управления шагом лопастей вентилятора турбовинтового двигателя сквозь перегородку.

Способ создания движущей силы для перемещения летательного аппарата включает ввод воздуха и создание азимутально и аксиально движущегося потока, его сжатие компрессором, нагрев потока, вывод струи со скоростью, большей азимутальной скорости лопастей турбины, ввод дополнительного объема воздуха.

Крепежная конструкция для прикрепления направляющей лопасти к раме или кожуху вентилятора двигателя воздушного судна. Направляющая лопасть образована из композитного материала.

Турбовинтовая силовая установка разнесенной винтовой схемы с переключающимися реактивными и винтовыми типами тяг воздушного летательного аппарата. Пересечение совмещенной зоной воздушных винтов с взаимным вхождением лопастей в межлопастное пространство друг друга реактивной струи с одновременным нахождением остальных лопастей винтов в окружающем воздушном пространстве.

Двигательная установка гиперзвукового самолета содержит фюзеляж, воздухозаборник, корпус, компрессора низкого, среднего и высокого давления с роторами, камеру сгорания, установленную за компрессором высокого давления, газовую турбину, первый вал, соединяющий компрессор низкого давления и газовую турбину, реактивное сопло и топливную систему, использующую водород, соединенную с камерой сгорания.

Двигательная установка гиперзвукового самолета содержит мотогондолу, воздухозаборник, корпус, компрессор с ротором компрессора, камеру сгорания, установленную за компрессором и соединенную с ним воздушным трактом, газовую турбину, реактивное сопло и топливную систему, соединенную с камерой сгорания.

Изобретение позволяет улучшить согласование взлетного и крейсерского режимов работы двигателя и повысить топливную экономичность двигателей гражданской и транспортной авиации.

Изобретение относится к передней части (122) разделителя осевой турбомашины, предназначенной для разделения кольцевого потока в турбомашине на первичный поток (118) и вторичный поток (120) для прохождения термодинамического цикла.

Газотурбинный двигатель содержит опору центрального узла, узел зубчатой передачи и гибкую опору. Опора центрального узла образует внутреннюю кольцевую стенку для осевого контура, содержащую первое монтажное средство.

Газотурбинный двигатель содержит опору центрального узла, узел зубчатой передачи и гибкую опору. Опора центрального узла образует внутреннюю кольцевую стенку для осевого контура и содержащую первые элементы шлицевого соединения.

Изобретение относится к газотурбинным силовым установкам пассажирских и грузовых самолетов. .

Изобретение относится к компрессору, в частности вентилятору турбореактивного двигателя, содержащему ступицу (36) и множество лопаток, каждая из которых жестко закреплена своим основанием (16) на ступице.

Турбореактивный двигатель содержит три камеры сгорания с газовоздушными контурами, подключенные к соплам, компрессоры и турбину. Одна камера сгорания расположена между компрессором и турбиной, а две другие - за ней, одна вокруг другой. Воздух во внутреннюю камеру сгорания поступает через окна в турбине от примкнутого к ней центробежного компрессора, который забирает его из внутренней полости, и омывает первую камеру. Изобретение направлено на расширение диапазона работы турбореактивного двигателя и на охлаждение его деталей. 1 ил.
Наверх