RU168499U1

RU168499U1 - Выносной вентиляторный модуль авиационной силовой установки

Info

Publication number: RU168499U1
Application number: RU2016125073U
Authority: RU
Inventors: Юрий Александрович Эзрохи; Сергей Мирославович Каленский; Татьяна Андреевна Морзеева
Priority date: 2016-06-23
Filing date: 2016-06-23
Publication date: 2017-02-07

Abstract

Полезная модель обеспечивает создание дополнительной реактивной тяги и повышение топливной экономичности авиационной силовой установки. Выносной вентиляторный модуль авиационной силовой установки, выполненной на базе турбореактивного двигателя, содержит корпус с установленными в нем тяговым вентилятором, приводом вентилятора, выполненным в виде газовой турбины, размещенными на одном валу, и регулируемым реактивным соплом. Выносной вентиляторный модуль дополнен внутренним контуром с суживающимся реактивным соплом. Указанный внутренний контур выполнен с возможностью подвода горячего газа от внутреннего контура турбореактивного двухконтурного двигателя и снабжен устройством подогрева газа. 3 ил.

Description

Полезная модель относится к выносным вентиляторным модулям силовых установок (СУ) летательных аппаратов гражданской и транспортной авиации. Одной из основных задач СУ является повышение топливной экономичности в условиях длительных полетов.

Одним из направлений повышения топливной экономичности является снижение удельного расхода топлива СУ за счет повышения степени двухконтурности двигателя. Однако реализация высоких значений степени двухконтурности в турбореактивных двухконтурных двигателях (ТРДД) традиционных компоновок приводит к существенному уменьшению размерности газогенератора, увеличению размера вентилятора и, как следствие, увеличению сопротивления обтекателя вентилятора. Это обстоятельство, а также проблемы размещения таких двигателей на летательном аппарате в значительной степени ограничивают возможный диапазон значений двухконтурности в ТРДД традиционной схемы.

Поскольку возможности развития традиционных компоновок во многом исчерпаны, необходимы новые решения, например глубокая интеграция силовой установки и планера летательного аппарата для снижения сопротивления набегающего воздушного потока. Значительного эффекта здесь можно достичь за счет использования так называемой распределенной силовой установки со степенью двухконтурности более 12 единиц (см. Наука и транспорт. Гражданская авиация, с. 24, 25, №1, 2012).

Известен ТРДД с большой степенью двухконтурности, содержащий несколько вентиляторов (US 6792745, 2004). ТРДД содержит газогенератор с компрессором, камеру сгорания, турбину с приводным валом и несколько распределенных вентиляторов, располагаемых в корпусе. Ось каждого вентилятора аксиально смещена относительно оси приводного вала. Техническое решение снижает вес двигателя, уровень шума, расходы на изготовление и эксплуатацию двигателя, повышает степень двухконтурности двигателя до значения более 9 единиц. Недостатком данной конструкции является то, что центральный двигатель получает воздух от двух боковых смежных вентиляторов, что делает невозможным удаление вентиляторов от центрального двигателя и ухудшает возможности для интеграции двигателя и летательного аппарата.

Известна мультивентиляторная система, состоящая из основного турбовентиляторного двигателя и набора распределенных вентиляторов с воздушными турбинами, соединенных каждый одной осью (US 6834495, 2004). Воздух для привода вентиляторов подается из компрессора основного двигателя. Мультивентиляторная система может быть использована составными частями для создания тяги при вертикальном взлете и посадке самолетов. Однако данная воздушная система передачи мощности для привода распределенных вентиляторов по сравнению с механической менее эффективна и надежна, имеет больший вес.

Известна авиационная двигательная установка с несколькими вентиляторами (US 8402740, 2013). Установка содержит по меньшей мере один двигатель с одним компрессором, одной камерой сгорания и одной турбиной, движущей главный вал, и два выносных вентилятора, приводимых от главного вала. Установка обеспечивает повышение степени двухконтурности двигателя для снижения удельного расхода топлива. Однако данная схема двигательной установки обеспечивает существенно неравномерный поток на входе в газогенератор, что снижает эффективность и надежность его работы.

Наиболее близким техническим решением является турбореактивный двухконтурный двигатель летательного аппарата с выносными вентиляторными модулями (Towards a Silent Aircraft. Ann Dowling and Tom Hynes. Department of Engineering University of Cambridge. The Royal Aeronautical Society Hamburg Branch 27th May 2008 // http://www.fzt.haw-hamburg.de/pers/Scholz/dglr/hh/text_2008_05_27_SilentAircraft.pdf).

Двигатель содержит вентилятор, газогенератор, агрегат отбора вспомогательной мощности и выносные вентиляторные модули с приводами, где вентилятор, турбина вентилятора и агрегат отбора мощности соединены валом, при этом выносные вентиляторные модули с приводами подключены к агрегату отбора мощности. Причем двигатель и выносные вентиляторные модули с регулируемыми соплами на выходе интегрированы с летательным аппаратом.

Данное техническое решение позволяет увеличить степень двухконтурности двигателя, что улучшает его экономичность. Однако данная схема двигателя имеет ограничения по степени двухконтурности на уровне около 20 единиц и, следовательно, по топливной экономичности турбореактивного двухконтурного двигателя. Это связано, в основном, с рассогласованностью параметров работы двигателя на крейсерском и взлетном режимах, что приводит к повышению необходимого уровня температуры газа перед турбиной на взлетном режиме до недопустимых в эксплуатации величин.

Из теории турбореактивных двигателей известно (см. Теория и расчет воздушно-реактивных двигателей. Под ред. С.М. Шляхтенко. – М.: Машиностроение, 1987 г., с. 299), что для ТРДД с раздельными контурами с ростом степени двухконтурности (m=G_II/G_I, где G_I и G_II - это расход воздуха через первый и второй контуры соответственно) растет полетный КПД η_п (отношение полезной работы передвижения к располагаемой работе двигателя), который можно представить как:

,

где V_п - скорость полета;

c_cI - скорость истечения из сопла первого контура;

c_сII - скорость истечения из сопла второго контура;

m - степень двухконтурности двигателя.

При степени сжатия в вентиляторе π_в*=const и скорости истечения из сопла второго контура c_сII=сonst скорость истечения из сопла первого контура c_cI с ростом m уменьшается, так как уменьшается доля энергии, приходящаяся на внутренний контур.

Эффективный КПД η_e цикла (отношение располагаемой работы двигателя к затраченной энергии топлива) с ростом m уменьшается, так как в этом случае растет доля энергии, передаваемой наружному контуру, следовательно, растут и потери передачи энергии в цикле.

При этом общий КПД η_o=η_пη_е (отношение полезной работы передвижения к затраченной энергии топлива) имеет максимум по степени двухконтурности m.

Пример графика зависимости общего, полетного и эффективного КПД от степени двухконтурности при π_в*=π_B*_opt (π_в* - степень повышения полного давления воздуха в вентиляторе) представлен на с.300 в работе «Теория и расчет воздушно-реактивных двигателей.» Под ред. С.М. Шляхтенко. – М.: Машиностроение, 1987 г. Оптимум достигается при m более 16 и при дальнейшем совершенствовании параметров двигателя смещается к величине m более 20.

Для ТРДД с неизменным рабочим процессом, к которым относится двигатель прототипа, достижение на крейсерском режиме высоких параметров общего КПД η_o=η_пη_е и оптимальной степени двухконтурности m_opt также приводит и к высокой степени двухконтурности двигателя на взлетном режиме. При этом к двигателю предъявляется требование по обеспечению взлетной тяги R₀, которая существенно превышает потребную тягу в крейсерском полете R_кр; так, например, для дальнемагистрального пассажирского самолета превышение R₀/R_кр составляет более 2,2. Таким образом, на взлетном режиме ТРДД с помощью меньшего по сравнению с двигателем более низкой степени двухконтурности количества рабочего тела - воздуха, проходящего через внутренний контур, требуется произвести работу для привода вентиляторов ТРДД с возросшим расходом воздуха. Это достигается за счет дополнительной подачи топлива в камеру сгорания и соответствующего роста температуры газа Т^* _г перед турбиной до величин, которые могут превышать возможности конструкционных материалов турбины. Это, в свою очередь, приводит к введению ограничения на возможную величину степени двухконтурности на крейсерском режиме m_кр менее m_opt, снижению общего КПД η_о=η_пη_е и росту расхода топлива.

Основным недостатком является то, что такое конструктивное исполнение агрегата отбора вспомогательной мощности ограничивает дальнейшее повышение топливной экономичности ТРДД, потому что при увеличении степени двухконтурности двигателя не обеспечивается согласование взлетного и крейсерского режимов и резко возрастает вес агрегата отбора вспомогательной мощности. Это сводит на нет эффект повышения топливной экономичности от увеличения степени двухконтурности при использовании выносных вентиляторных модулей.

Техническая проблема заключается в повышении топливной экономичности авиационной СУ на крейсерском режиме.

Технический результат заключается в создании дополнительной реактивной тяги.

Заявленный технический результат достигается тем, что выносной вентиляторный модуль авиационной силовой установки, выполненной на базе турбореактивного двухконтурного двигателя, содержит корпус с установленными в нем тяговым вентилятором, приводом вентилятора, размещенными на одном валу, и регулируемым реактивным соплом. Выносной вентиляторный модуль дополнен внутренним контуром с суживающимся реактивным соплом. Указанный внутренний контур выполнен с возможностью подвода горячего газа от внутреннего контура турбореактивного двухконтурного двигателя и снабжен устройством подогрева газа, поступающего из внутреннего контура турбореактивного двухконтурного двигателя. Привод тягового вентилятора выполнен в виде газовой турбины, размещенной ниже устройства подогрева газа по потоку.

Наличие внутреннего контура выносного вентиляторного модуля позволяет создать дополнительную реактивную тягу за счет подвода дополнительной энергии к потоку газа, подводимого от ТРДД. Газовая турбина, установленная на одном валу с тяговым вентилятором, позволяет преобразовать подведенную от ТРДД энергию горячего газа в механическую энергию для привода тягового вентилятора и получения дополнительной реактивной тяги.

Создание дополнительной реактивной тяги обеспечивается за счет использования суживающегося реактивного сопла, что позволяет также отказаться от смесителя между внутренним и внешним контурами, и тем самым снизить вес выносного вентиляторного модуля.

Устройство подогрева газа позволяет на взлетном режиме уменьшить подачу топлива в камеру сгорания ТРДД. Необходимость уменьшения подачи топлива в камеру сгорания ТРДД обусловлена тем, что температура газа перед турбиной газогенератора двигателя с большой двухконтурностью, выбранная для получения лучшей экономичности на крейсерском режиме, возрастает на взлетном режиме и для достижения требуемого уровня взлетной тяги превышает максимально допустимые температурные значения. Это связано с уменьшением доли рабочего тела - воздуха, идущего через внутренний контур ТРДД большой двухконтурности. Подача топлива в устройство подогрева газа и организация его сжигания дают дополнительную энергию для привода тягового вентилятора выносного вентиляторного модуля и создают дополнительную реактивную тягу, увеличивая взлетную тягу без превышения температуры газа перед турбиной газогенератора максимально допустимой величины.

Настоящая полезная модель поясняется последующим подробным описанием конструкции выносного вентиляторного модуля авиационной СУ и его работы со ссылкой на фиг. 1-3, где:

на фиг. 1 изображена конструкция авиационной СУ с выносным вентиляторным модулем;

на фиг. 2 изображен схематично фронтальный разрез выносного вентиляторного модуля;

на фиг. 3 изображен схематично фронтальный разрез СУ с выносным вентиляторным модулем.

Выносной вентиляторный модуль 1 авиационной СУ, выполненной на базе ТРДД 2 (фиг. 1), содержит корпус 3 (фиг. 2) с установленными в нем тяговым вентилятором 4, приводом вентилятора, выполненным в виде газовой турбины 5, размещенными на одном валу 6, и регулируемым реактивным соплом 7. Выносной вентиляторный модуль 1 дополнен внутренним контуром 8 с суживающимся реактивным соплом 9. Указанный внутренний контур 8 выполнен с возможностью подвода горячего газа от внутреннего контура 10 (фиг. 3). ТРДД 2 и снабжен устройством 11 подогрева газа, поступающего из внутреннего контура 10 ТРДД 2. Газовая турбина 5 размещена ниже устройства 11 подогрева газа по потоку.

Устройство 11 подогрева газа выполнено в виде коллектора с топливными форсунками, включает систему зажигания и стабилизатор пламени (не показано).

Подвод горячего газа от внутреннего контура 10 ТРДД 2 во внутренний контур 8 выносного вентиляторного модуля 1 осуществляется по газовому каналу 12. Жаростойкий внутренний слой газового канала 12 может быть выполнен из интерметаллида (ортосплав ВТИ-4, плотность ρ=5,1 г/см³) с вафельной или бандажированной поверхностью. Теплоизолирующий слой может быть выполнен из кварцевых и кремнеземных тканей (ПГИ-Т6, КТ-11-С12/7 поверхностная плотность ρ_{поверх.}=0,1 г/см²), которые могут длительно эксплуатироваться при температуре 1000-1200°С и кратковременно при температурах до 1600°С. Внешний слой может быть выполнен из углепластика на основе высокопрочных углеродных волокон и высокотемпературной полимерной матрицы (ВКУ-38, максимальная рабочая температура t_макс=320°C, плотность ρ=1,65 г/см³).

На валу 6 выносного вентиляторного модуля 1 установлена газовая турбина 5 привода тягового вентилятора 4. Общий вес газовой турбины 5 по сравнению с прототипом практически не увеличивается, так как на аналогичную величину снижается вес турбины 13 привода вентилятора 14 ТРДД 2, от которой отбиралась мощность на привод выносных вентиляторов в прототипе.

За газовой турбиной 5 выносного вентиляторного модуля 1 установлено суживающееся реактивное сопло 9, имеющее в данном случае малый вес (около 20 кг).

На крейсерском режиме, занимающем основную часть времени полета магистрального пассажирского самолета, необходимо выбрать параметры ТРДД 2 (степень повышения давления в вентиляторе ТРДД π_в*, степень повышения давления в компрессоре π_к*, температуру газа перед турбиной Т^* _г, и т.д.), обеспечивающие потребную тягу при оптимальном значении степени двухконтурности m_opt, без использования дополнительного подогрева газа в газовом канале 12 между турбиной 13 привода вентилятора 14 ТРДД 2 и газовой турбиной 5 привода выносного вентиляторного модуля 1, что обеспечивает повышение топливной экономичности двигателя.

На взлетном режиме необходимо ограничить подачу топлива в камеру сгорания 15, чтобы рост температуры газа Т^* _г перед турбиной 16 газогенератора 17 ТРДД 2 с большой двухконтурностью и выбранными на крейсерском режиме оптимальными параметрами не превысил допустимой величины. При этом достижение необходимой взлетной тяги обеспечивается подачей топлива в коллектор, расположенный во внутреннем контуре 8 выносного вентиляторного модуля 1. Полученная при сжигании топлива дополнительная энергия дает рост мощности газовой турбины 5 привода выносного вентиляторного модуля 1 и увеличение взлетной тяги.

ТРДД 2, выполненный с внешним контуром 18 и внутренним контуром 10 (фиг. 3), с выносным вентиляторным модулем, который содержит внешний контур 19 и внутренний контур 8, в предложенном схемном решении прошел этап моделирования с помощью разработанной во ФГУП «ЦИАМ им. П.И. Баранова» математической модели газотурбинного двигателя первого уровня, которая подтвердила возможность достижения заявленного технического результата.

Техническое решение обеспечивает создание дополнительной реактивной тяги и повышение топливной экономичности авиационной СУ.

Claims

Выносной вентиляторный модуль авиационной силовой установки, выполненной на базе турбореактивного двухконтурного двигателя, содержащий корпус с установленными в нем тяговым вентилятором, приводом вентилятора, размещенными на одном валу, и регулируемым реактивным соплом, отличающийся тем, что выносной вентиляторный модуль дополнен внутренним контуром с суживающимся реактивным соплом, причем указанный внутренний контур выполнен с возможностью подвода горячего газа от внутреннего контура турбореактивного двухконтурного двигателя и снабжен устройством подогрева газа, поступающего из внутреннего контура турбореактивного двухконтурного двигателя, при этом привод тягового вентилятора выполнен в виде газовой турбины, размещенной ниже устройства подогрева газа по потоку.