Двухконтурный турбореактивный двигатель

Двухконтурный турбореактивный двигатель, состоящий из входного устройства, вентилятора, внутреннего контура, внешнего контура. Внутри внутреннего контура расположены компрессор, камера сгорания, турбина, газовые каналы теплообменника-регенератора, выхлопной патрубок. Внутри внешнего контура расположены воздушные каналы теплообменника-регенератора, сопло. Выхлопной патрубок расположен на входе в вентилятор. Изобретение позволяет повысить перепад давлений в турбине, передать всю теплоту из внутреннего контура во внешний контур, что позволяет повысить общий к.п.д. 3 з.п. ф-лы, 4 ил.

 

Изобретение относится к авиадвигателестроению.

В 1941 году инженер A.M. Люлька, впоследствии генеральный конструктор, академик, получил авторское свидетельство (Авт. свид. СССР №117179, 1941) на газодинамическую схему двухконтурного турбореактивного двигателя (ТРДД).

В ТРДД было предложено распределять энергию топлива на массу газа, что при той же тяге двигателя позволило уменьшить расход топлива. Сущность изобретения Люльки состоит в том, что тяга двигателя R≈G_г⋅(W_c-V_п) в заданных условиях полета (V_п=const) зависит от расхода газа G_г и скорости его истечения W_c, но при этом не безразлично, в какой пропорции находятся эти величины. Дело в том, что скорость истечения газа, как известно, пропорциональна корню из температуры газа перед соплом соответственно, температура газа пропорциональна квадрату скорости истечения, т.е. Поэтому, увеличивая расход газа и снижая скорость его истечения, мы снижаем температуру быстрей, чем увеличиваем расход G_г, а следовательно, общее количество используемой энергии (энтальпии) где с_р - удельная теплоемкость газа, для получения той же тяги R будет снижаться, что означает повышение эффективности использования энергии топлива воздушно-реактивным двигателем (ВРД).

Газодинамическая схема A.M. Люльки сегодня является наиболее эффективной схемой для дозвуковых ВРД.

Воздушно-реактивные двигатели выступают в двух качествах: как тепловая машина и как движитель. Как тепловая машина ВРД характеризуется эффективным к.п.д. η_е. Как движитель ВРД характеризуется полетным к.п.д. η_п. В целом ВРД характеризуется общим к.п.д. η_о, который определяется как произведение первых двух η_о=η_е⋅η_п.

Академиком Б.А. Стечкиным получено соотношение (Теория и расчет воздушно-реактивных двигателей / Под ред. С.М. Шляхтенко - М.: Машиностроение, 1987, с. 50), позволяющее определять полетный к.п.д. ТРДД

где R - тяга двигателя, G_в - расход воздуха, V_п - скорость полета.

Принимая во внимание, что расход воздуха через двигатель для заданных условий полета (Н=const, V_п=const) определяется как G_в≈const⋅d², получаем

где d - диаметр вентилятора,

где М - число Маха,

q(λ_в) - плотность тока на входе в вентилятор,

- давление торможения наружного потока,

σ_вx - коэффициент восстановления давления во входном устройстве,

- относительный диаметр втулки вентилятора.

Из (1) следует, что если известны (заданы) условия полета и тяга двигателя, то полетный к.п.д. ТРДД определяется диаметром его вентилятора (чем больше диаметр вентилятора, тем больше полетный к.п.д.).

Для дозвуковых ТРДД крейсерскими условиями полета являются: высота Н=10 км и скорость М=0,8. Потребный диапазон тяг в условиях крейсерского полета составляет R=3000…7000 кгс.

На фиг. 1 показаны значения полетных к.п.д. ТРДД, полученные в соответствии с формулой (1) при q(λ_в)=0,85, σ_вx=0,98, в условиях крейсерского полета (Н=11 км, М=0,8) для различных R и d.

Диаметры вентиляторов современных ТРДД (TRENT 1000, GE90 и др.) приблизились к своим предельным значениям (d=3,0…3,2 м), из чего следует, что возможности ТРДД Люльки как движителя исчерпаны.

В ТРДД используется термодинамический цикл Брайтона, термический к.п.д. которого определяется как где π_Σ - суммарная степень повышения давления в цикле, k_г - показатель адиабаты. Эффективный к.п.д. ТРДД как минимум на 20% ниже термического к.п.д., т.е. Суммарные степени повышения давления современных ТРДД достигли 45. Повышение π_Σ более 45 ведет к росту доли внутренних потерь в цикле Брайтона и, как следствие, снижению эффективного к.п.д. (там же, с. 35, рис. 1.15), а следовательно, возможности ТРДД Люльки как тепловой машины также исчерпаны.

Максимальный общий к.п.д., который теоретически может иметь ТРДД Люльки, составляет ~ 40%.

Целью изобретения является повышение общего к.п.д. ТРДД до 50% и более.

Известен двухконтурный турбореактивный двигатель, состоящий из входного устройства, вентилятора, внутреннего контура, внутри которого расположены: компрессор, камера сгорания, турбина, газовые каналы теплообменника-регенератора, выхлопной патрубок; внешнего контура, внутри которого расположены воздушные каналы теплообменника-регенератора, сопло (патент RU 2669420 С1, 2018).

Для достижения поставленной цели автором использован метод внутренних термодинамических циклов (Письменный В.Л. Внутренние термодинамические циклы // М. - Конверсия в машиностроении. 2006, №3. С. 5-10).

Поставленная цель достигается тем, что в двухконтурном турбореактивном двигателе, состоящим из входного устройства, вентилятора, внутреннего контура, внутри которого расположены: компрессор, камера сгорания, турбина, газовые каналы теплообменника-регенератора, выхлопной патрубок; внешнего контура, внутри которого расположены воздушные каналы теплообменника-регенератора, сопло, выхлопной патрубок расположен на входе в вентилятор двигателя.

Сущность изобретения заключается в том, что повышение перепада давлений в турбине больше располагаемого (отношение давления перед турбиной к атмосферному давлению) и передача всей теплоты выхлопных газов из внутреннего контура ТРДД в наружный позволяет увеличить работу цикла тепловой машины без дополнительных затрат энергии.

Предпочтительно иметь: температуру газа пред турбиной более 2300 К, суммарную степень повышения давления воздуха более 40, степень повышения давления воздуха в вентиляторе 2,0…2,5, диаметр вентилятора более 3-х метров.

На фиг. 1 показана зависимость полетного к.п.д. ТРДД от тяги двигателя и диаметра вентилятора;

на фиг. 2 показана схема ТРДД;

на фиг. 3 показан термодинамический цикл ТРДД;

на фиг. 4 показана зависимость эффективного к.п.д. ТРДД от суммарной степени повышения давления в двигателе и степени повышения давления в вентиляторе.

Воздушно-реактивный двигатель (фиг. 2) состоит из входного устройства 1, вентилятора 2, внутреннего и внешнего контуров.

Во внутреннем контуре расположены: компрессор 3, камера сгорания 4, турбина 5, полость низкого давления (газовые каналы) теплообменника-регенератора 6, выходной патрубок 7, расположенный на входе в вентилятор 2. Между компрессором и вентилятором расположен редуктор.

Внешний контур представляет собой кольцевой канал, заканчивающийся сужающимся соплом 8. Внутри внешнего контура расположены воздушные каналы теплообменника-регенератора 6, которые соединяют полость за вентилятором 2 с соплом 8. Внутренняя полость теплообменника 6 с одной стороны соединена с выходом из турбины 5, а с другой стороны - с входом в вентилятор 2 (через патрубок 7).

Работа двигателя не отличается от работы ТРДД (Авт. свид. СССР № 117179, 1941) за исключением работы теплообменника 6.

Горячий газ из турбины 5 истекает во внутреннюю полость теплообменника 6. Охлажденный в теплообменнике 6 газ через патрубок 7 истекает в полость, расположенную на входе в вентилятор 2. С целью улучшения теплообмена горячий газ в теплообменнике 6 принудительно (за счет кинетической энергии газа) циркулирует. Статическое давление за турбиной поддерживается ниже атмосферного. Вентилятор 2 за счет создаваемого им разряжения на входе выкачивает газ из газовой полости теплообменника 6, кроме этого, скорость истечения газа из турбины 5 делают повышенной, что способствует еще большему понижению статического давления.

Для поддержания температуры газа перед турбиной 2300 К и более используется воздушно-жидкостное охлаждение лопаток турбины (патент RU 2612482 С1, 2017). Для этих целей на борту летательного аппарата имеется запас воды.

На фиг. 3 показан термодинамический цикл ТРДД (фиг. 2) в Р-υ координатах. Здесь Lц₁ - внешний цикл (цикл к которому подводится энергия), реализуемый во внутреннем контуре ВРД; Lц₂ - внутренний цикл (цикл, использующий энергию внешнего цикла), реализуемый во внешнем контуре ТРДД; Q₁ и Q₂ - подведенная и отведенная в цикле ТРДД теплота, соответственно. Термический к.п.д. цикла ТРДД (фиг. 2) определяется как η_t=η_t1+η_t2-η_t1⋅η_t2, где η_t1 - термический к.п.д. первого цикла, η_t2 - термический к.п.д. второго цикла.

Внешний и внутренний циклы (фиг. 3) являются циклами Брайтона, термические к.п.д. которых определяются степенями повышения давления в соответствующих конурах двигателя Эффективный к.п.д. цикла Брайтона в составе ГТД обычно на 20% меньше термического к.п.д. В нашем случае цикл Lц₁ имеет полезную работу большую, чем аналогичный цикл Брайтона (на величину затененной площади), кроме этого, внутренние потери в цикле Lц₂ минимизированы, поэтому отличия эффективных к.п.д. циклов Lц₁ и Lц₂ от термических к.п.д. аналогичных циклов Брайтона будут как минимум в два раза меньше, чем в классическом ГТД. Для оценки эффективного к.п.д. цикла ТРДД (фиг. 3) примем расчетную формулу η_е≈0,9⋅η_t.

На фиг. 4 показана зависимость эффективного к.п.д. η_е цикла ТРДД (рис. 3) от суммарной степени повышения давления π_Σ и степени повышения давления в вентиляторе π_в. Степень повышения давления в вентиляторе π_в=1,5…2,5 выбирается из условия обеспечения докритического (критического) течения газа в сужающемся сопле, что необходимо для получения максимальных значений полетного к.п.д. (фиг. 1).

Видно (фиг. 4), что эффективный к.п.д. ТРДД (фиг. 2) в зависимости от π_Σ и π_в превосходит аналогичный к.п.д. ТРДД Люльки (η_е ~ 50%) на 8…15%, то есть в 1,16…1,3 раза. Соответственно, общий к.п.д. ТРДД (фиг. 2) составит 46…52% и более, что является абсолютным максимумом среди известных ВРД.

Повышение общего к.п.д. ТРДД до 50…52% означает уменьшение расхода топлива по отношению к ТРДД пятого поколения на 20…25%, что позволяет при прочих равных условиях увеличить полезную нагрузку летательного аппарата на массу сэкономленного топлива, снизить стоимость авиационных перевозок.

Доля затрат на авиатопливо в общих расходах авиакомпаний сегодня приближается к 30%. Снижение расхода топлива на указанные 20…25% эквивалентно снижению общих расходов авиакомпаний на 5…7%, что в стоимостном выражении составляет более 10 млрд. долларов в год.

1. Двухконтурный турбореактивный двигатель, состоящий из входного устройства, вентилятора, внутреннего контура, внутри которого расположены: компрессор, камера сгорания, турбина, газовые каналы теплообменника-регенератора, выхлопной патрубок; внешнего контура, внутри которого расположены воздушные каналы теплообменника-регенератора, сопло, отличающийся тем, что выхлопной патрубок расположен на входе в вентилятор.

2. Двухконтурный турбореактивный двигатель по п. 1, отличающийся тем, что температура газа перед турбиной более 2300 К.

3. Двухконтурный турбореактивный двигатель по п. 1, отличающийся тем, что суммарная степень повышения давления воздуха более 40, а степень повышения давления воздуха в вентиляторе 2,0…2,5.

4. Двухконтурный турбореактивный двигатель по п. 1, отличающийся тем, что диаметр вентилятора более трех метров.