RU198144U1

RU198144U1 - Dual-turbo-jet engine

Info

Publication number: RU198144U1
Application number: RU2019117166U
Authority: RU
Inventors: Вадим Александрович Иванов
Original assignee: Вадим Александрович Иванов
Priority date: 2019-06-03
Filing date: 2019-06-03
Publication date: 2020-06-19

Abstract

Двухконтурный турбопрямоточный реактивный двигатель состоит из вентилятора В, общего для наружного НК и внутреннего контура ВК, включающего компрессор К, первую камеру сгорания КС1, многоступенчатую турбину компрессора ТК, турбину вентилятора ТВ. На выходе из наружного НК и внутреннего ВК контуров расположен смеситель потоков контуров СМ, общая форсажная камера ФК и общее регулируемое сопло PC контуров. Между ступенями турбины компрессора ТК расположена вторая камера сгорания КС2. Это обеспечивает увеличение степени понижения давления в форсажной камере и регулируемом реактивном сопле до максимальной величины за счет перераспределения перепада давления между турбиной компрессора, турбиной вентилятора, форсажной камерой и реактивным соплом. В результате наличие второй камеры сгорания обеспечивает увеличение свободной энергии внутреннего контура при сохранении его экономичности, которое используется для уменьшения диаметра внутреннего контура и соответственного увеличения степени двухконтурности.При сохранении постоянного диаметра наружного контура и степени повышения давления в вентиляторе такое увеличение степени двухконтурности обеспечивает также постоянный полетный и общий КПД двигателя и не приводит к изменению удельной тяги и удельного расхода топлива на умеренных сверхзвуковых скоростях полета, но увеличивает площадь проходного сечения наружного контура и соответственно расход воздуха через этот контур и тягу двигателя исключительно на прямоточных режимах работы с переводом внутреннего контура на режим авторотации при больших сверхзвуковых скоростях полета. При таком увеличении степени двухконтурности уменьшается также удельный вес двигателя на всех скоростях полета.The double-circuit turbo-jet engine consists of a fan B, common to the external NK and the internal circuit VK, including compressor K, the first combustion chamber KC1, a multi-stage turbine of the compressor TK, and a fan of the TV fan. At the outlet of the external NK and the internal VK circuits, there is a mixer for the flow of SM circuits, a common afterburner FC and a common adjustable nozzle PC circuits. Between the stages of the turbine of the compressor TK is located the second combustion chamber KS2. This provides an increase in the degree of pressure decrease in the afterburner and the adjustable jet nozzle to the maximum value due to the redistribution of the pressure differential between the compressor turbine, fan turbine, afterburner and the jet nozzle. As a result, the presence of a second combustion chamber provides an increase in the free energy of the internal circuit while maintaining its efficiency, which is used to reduce the diameter of the internal circuit and a corresponding increase in the bypass ratio. If the external diameter is constant and the pressure in the fan is increased, such an increase in the bypass ratio also provides a constant flight and overall engine efficiency and does not lead to a change in specific thrust and specific fuel consumption at moderate supersonic flight speeds, but increases the area of the through section of the external circuit and, accordingly, the air flow through this circuit and engine traction exclusively in direct-flow modes with the internal circuit switched to autorotation mode at high supersonic flight speeds. With this increase in the bypass ratio, the specific gravity of the engine at all flight speeds also decreases.

Description

Полезная модель относится к авиационным турбопрямоточным двигателям, в газотурбинной части которых используется двухконтурный турбореактивный двигатель с общей форсажной камерой контуров.The utility model relates to aircraft turbojet engines, in the gas turbine part of which a dual-circuit turbojet engine with a common afterburner circuit is used.

Известны схемы турбопрямоточных двигателей, представляющие комбинацию внутреннего газотурбинного контура, каким является двухконтурный турбореактивный двигатель, и наружного прямоточного контура с общей для газотурбинного и прямоточного контуров форсажно-прямоточной камерой сгорания, которая также используется в заявляемой конструкции и является ее существенным признаком. (Теория и расчет воздушно-реактивных двигателей / Под ред. С.М. Шляхтенко, 1987, с. 486, рис. 16.6).There are known schemes of turbojet engines, representing a combination of an internal gas turbine circuit, such as a dual-circuit turbojet engine, and an external direct-flow circuit with the afterburner and combustion chamber common to the gas turbine and once-through circuits, which is also used in the claimed design and is its essential feature. (Theory and calculation of jet engines / Under the editorship of S.M. Shlyakhtenko, 1987, p. 486, Fig. 16.6).

Недостатком таких турбопрямоточных двигателей является необходимость перекрытия прямоточного контура на малых и умеренных сверхзвуковых скоростях полета специальными регулирующими устройствами, а также увеличение диаметральных размеров и веса за счет наличия отдельного прямоточного контура.The disadvantage of such turbo-flow engines is the need to shut off the direct-flow circuit at small and moderate supersonic flight speeds with special control devices, as well as the increase in diametric dimensions and weight due to the presence of a separate direct-flow circuit.

Наиболее близким к заявляемой конструкции двигателя является принятый за прототип турбопрямоточный двигатель J58 фирмы Пратт-Уитни, в котором отсутствует отдельный наружный прямоточный контур, а на больших сверхзвуковых скоростях полета увеличивается расход воздуха через наружный контур двухконтурного двигателя с использованием дополнительных перепускных труб и специальных регулирующих устройств, увеличивающих площадь входа в воздухозаборник и наружный контур двигателя (интернет-статьи J58 Pratt-Whitney, интернет-журнал «Армейский вестник», январь 2015, журнал «Авиация и космонавтика», №8…12, 2000).Closest to the claimed engine design is the Pratt-Whitney turbojet engine J58 adopted for the prototype, in which there is no separate external direct-flow circuit, and at high supersonic flight speeds, the air flow through the external circuit of the dual-circuit engine increases using additional bypass pipes and special control devices, increasing the area of entry into the air intake and the external circuit of the engine (J58 Pratt-Whitney online articles, Army Herald online magazine, January 2015, Aviation and Cosmonautics magazine, No. 8 ... 12, 2000).

Использование двухконтурного турбореактивного двигателя с форсажной камерой (ТРДДФ) обеспечивает общую совокупность известных признаков прототипа и заявляемой конструкции турбопрямоточного двигателя. Недостатком двигателя J58 является увеличение веса конструкции за счет наличия перепускных труб и специальных регулирующих устройств для увеличения расхода воздуха через наружный контур и тяги двигателя на прямоточных режимах работы.The use of a dual-circuit turbojet engine with afterburner chamber (TRDDF) provides a common set of known features of the prototype and the claimed design of the turbojet engine. The disadvantage of the J58 engine is an increase in the weight of the structure due to the presence of bypass pipes and special control devices to increase the air flow through the external circuit and the engine traction in direct-flow operation modes.

Технической задачей, решаемой предлагаемой полезной моделью, является упрощение конструкции турбопрямоточного двигателя и уменьшение его веса за счет исключения отдельного наружного прямоточного контура или перепускных труб и специальных регулирующих устройств, а также уменьшения диаметра внутреннего контура при постоянном диаметре наружного контура двухконтурного турбореактивного двигателя.The technical problem solved by the proposed utility model is to simplify the design of a turbofan engine and reduce its weight by eliminating a separate external direct-flow circuit or bypass pipes and special control devices, as well as reducing the diameter of the internal circuit with a constant diameter of the external circuit of a turbofan engine.

Сущность предлагаемой полезной модели заключается в том, что в двухконтурном турбореактивном двигателе, содержащем общий вентилятор контуров, наружный и внутренний контур, включающий последовательно расположенные компрессор, первую камеру сгорания, турбину компрессора, турбину вентилятора, смеситель потоков на выходе из наружного и внутреннего контуров, общую форсажную камеру сгорания и общее регулируемое сопло контуров, СОГЛАСНО ПОЛЕЗНОЙ МОДЕЛИ, между ступенями турбины компрессора расположена вторая камера сгорания.The essence of the proposed utility model is that in a dual-circuit turbojet engine containing a common fan of the circuits, the external and internal circuit, including a sequentially located compressor, a first combustion chamber, a compressor turbine, a fan turbine, a flow mixer at the outlet of the external and internal circuits, are common afterburner combustion chamber and a common adjustable nozzle circuits, ACCORDING TO THE USEFUL MODEL, between the stages of the compressor turbine there is a second combustion chamber.

В случае использования во внутреннем контуре ТРДДФ двухкаскадного компрессора вторая камера сгорания расположена между турбинами компрессоров высокого и низкого давления.If a two-stage compressor is used in the internal circuit of the turbofan engine, the second combustion chamber is located between the turbines of the high and low pressure compressors.

Подвод тепла при сгорании топлива во второй камере производится при условии постоянного эффективного КПД внутреннего контура за счет обеспечения при проектировании максимума степени понижения давления в форсажной камере и регулируемом реактивном сопле, соответствующем максимальной эффективности преобразования подведенного тепла в кинетическую энергию истекающего газа и тягу двигателя.Heat is supplied during the combustion of fuel in the second chamber under the condition of constant effective internal circuit efficiency by ensuring, when designing, the maximum degree of pressure reduction in the afterburner and the adjustable jet nozzle corresponding to the maximum efficiency of converting the supplied heat into the kinetic energy of the outgoing gas and engine thrust.

Это становится возможным исключительно при положении второй камеры сгорания между ступенями турбины компрессора, при котором происходит перераспределение перепада давления между турбиной компрессора, турбиной вентилятора, форсажной камерой и реактивным соплом, при котором последний увеличивается.This becomes possible only with the position of the second combustion chamber between the stages of the compressor turbine, in which the pressure differential is redistributed between the compressor turbine, fan turbine, afterburner and the jet nozzle, in which the latter increases.

Таким образом, наличие второй камеры сгорания обеспечивает увеличение свободной энергии внутреннего контура при сохранении его экономичности, которое используется для уменьшения диаметра внутреннего контура и соответственного увеличения степени двухконтурности.Thus, the presence of a second combustion chamber provides an increase in the free energy of the internal circuit while maintaining its efficiency, which is used to reduce the diameter of the internal circuit and, accordingly, increase the degree of bypass.

При сохранении постоянного диаметра наружного контура и степени повышения давления в вентиляторе такое увеличение степени двухконтурности обеспечивает также постоянный полетный и общий КПД двигателя и не приводит к изменению удельной тяги и удельного расхода топлива на умеренных сверхзвуковых скоростях полета, но увеличивает площадь проходного сечения наружного контура и соответственно расход воздуха через этот контур и тягу двигателя исключительно на прямоточных режимах работы с переводом внутреннего контура на пониженный режим работы или режим авторотации при больших сверхзвуковых скоростях полета.While maintaining the constant diameter of the outer loop and the degree of increase in pressure in the fan, such an increase in the bypass ratio also provides a constant flight and overall engine efficiency and does not change the specific thrust and specific fuel consumption at moderate supersonic flight speeds, but increases the area of the through section of the outer loop and, accordingly, air flow through this circuit and engine traction exclusively in direct-flow operating modes with the internal circuit switching to a lower operating mode or autorotation mode at high supersonic flight speeds.

При таком увеличении степени двухконтурности уменьшается также удельный вес двигателя на всех скоростях полета.With this increase in the bypass ratio, the specific gravity of the engine at all flight speeds also decreases.

На фиг. 1 и 2 изображены схемы заявляемого двигателя с учетом альтернативы известных признаков: на фиг. 1 - схема с однокаскадным компрессором и турбиной компрессора во внутреннем контуре; на фиг. 2 - схема с компрессорами низкого и высокого давления и их турбинами во внутреннем контуре.In FIG. 1 and 2 depict schemes of the inventive engine, taking into account an alternative to the known features: in FIG. 1 is a diagram with a single stage compressor and a compressor turbine in the internal circuit; in FIG. 2 is a diagram with low and high pressure compressors and their turbines in the internal circuit.

Согласно фиг.1, двухконтурный турбопрямоточный реактивный двигатель состоит из вентилятора 1 (В), общего для наружного 2 (НК) и внутреннего контура 3 (ВК), включающего компрессор 4 (К), первую камеру сгорания 5 (КС1), многоступенчатую турбину компрессора 6 (ТК), вторую камеру сгорания 7 (КС2) между ступенями турбины компрессора 6 (ТК), турбину вентилятора 8 (ТВ). На выходе из наружного 2 (НК) и внутреннего 3 (ВК) контуров расположен смеситель потоков контуров 9 (СМ), общая форсажная камера 10 (ФК) и общее регулируемое сопло 11 (PC) контуров.According to figure 1, a double-circuit turbo-jet engine consists of a fan 1 (B), common to the external 2 (NK) and the internal circuit 3 (VK), including a compressor 4 (K), a first combustion chamber 5 (KC1), a multi-stage compressor turbine 6 (TC), the second combustion chamber 7 (KC2) between the stages of the compressor turbine 6 (TC), the fan turbine 8 (TV). At the outlet of the external 2 (NK) and internal 3 (VK) circuits, there is a mixer for flow of circuits 9 (SM), a common afterburner 10 (FC) and a common adjustable nozzle 11 (PC) of the circuits.

Работает двигатель следующим образом.The engine operates as follows.

В вентиляторе В воздух сжимается и поступает в наружный НК и внутренний контур ВК, в котором дополнительно сжимается в компрессоре К и поступает в первую камеру сгорания КС1, где его температура повышается. Затем газ высокой температуры поступает в первую ступень турбины компрессора ТК, где расширяется с понижением температуры и поступает во вторую камеру сгорания КС2. После подогрева во второй камере сгорания КС2 газ расширяется с понижением температуры во второй ступени турбины ТК и поступает в турбину вентилятора ТВ, после которой газ низкой температуры поступает в смеситель потоков контуров СМ и затем в общую форсажную камеру контуров ФК, где его температура повышается. После форсажной камеры ФК газ высокой температуры расширяется в регулируемом реактивном сопле PC с увеличением скорости и понижением давления до атмосферного.In the fan B, the air is compressed and enters the external NK and the internal circuit VK, in which it is additionally compressed in the compressor K and enters the first combustion chamber KC1, where its temperature rises. Then, the high-temperature gas enters the first stage of the compressor turbine TC, where it expands with decreasing temperature and enters the second combustion chamber KC2. After heating in the second combustion chamber KC2, the gas expands with decreasing temperature in the second stage of the TC turbine and enters the turbine of the TV fan, after which the low-temperature gas enters the mixer of the flow of SM circuits and then into the general afterburner of the FC circuits, where its temperature rises. After the afterburner FC, the high-temperature gas expands in the adjustable PC jet nozzle with an increase in speed and a decrease in pressure to atmospheric.

Согласно расчетам заявляемый турбопрямоточный двигатель имеет два преимущества по сравнению с прототипом и двухконтурными двигателями обычной схемы с одной камерой сгорания во внутреннем контуре: увеличение удельной тяги на прямоточных режимах работы при больших сверхзвуковых скоростях полета и уменьшение удельного веса двигателя на всех режимах и скоростях полета. Так, на режиме крейсерского сверхзвукового полета М=2,8; Н=18…20 км, предшествующем переходу на прямоточный режим работы, при общей степени повышения давления в компрессоре π^* _к∑=8, оптимальной по удельному расходу топлива, и температуре газа в первой камере сгорания T^* _r1=1500 К, установка второй камеры сгорания с такой же температурой газа Т^* _г2=1500 К позволяет вдвое увеличить степень двухконтурности с m=1,0 до m=2,0 при постоянной степени повышения давления в вентиляторе π^* _в=1,2.According to the calculations, the inventive turbofan engine has two advantages compared to the prototype and dual-circuit engines of a conventional circuit with a single combustion chamber in the internal circuit: an increase in specific thrust at once-through operating modes at high supersonic flight speeds and a decrease in the specific gravity of the engine at all flight modes and speeds. So, in cruise supersonic flight mode M = 2.8; H = 18 ... 20 km, preceding the transition to direct-flow operation, with a total degree of pressure increase in the compressor π ^* _к∑ = 8, optimal in specific fuel consumption, and gas temperature in the first combustion chamber T ^* _r1 = 1500 K, installation of the second a combustion chamber with a gas temperature T ^* _r2 = 1500 K doubles the bypass ratio with m = 1,0 m = 2,0 to at constant pressure ratio in the fan π ^* _a = 1.2.

Тогда при переходе на прямоточный режим работы с авторотацией турбокомпрессора при М>2,8 расход воздуха через наружный контур и тяга двигателя увеличатся на 33% соответственно увеличению степени двухконтурноссти.Then, when switching to a direct-flow mode of operation with autorotation of a turbocompressor at M> 2.8, the air flow through the external circuit and engine thrust will increase by 33%, respectively, to an increase in the bypass ratio.

Установка второй камеры сгорания уменьшает также удельный вес двигателя за счет уменьшения диаметра внутреннего контура при постоянном диаметре наружного контура, а также за счет исключения перепускных каналов и специальных регулирующих устройств. По расчетам заявителя с использованием статистических данных уменьшение удельного веса предлагаемого турбопрямоточного двигателя составляет ≈10% по сравнению с прототипом.The installation of a second combustion chamber also reduces the specific gravity of the engine by reducing the diameter of the internal circuit with a constant diameter of the external circuit, as well as by eliminating bypass channels and special control devices. According to the applicant’s calculations using statistical data, the reduction in the specific gravity of the proposed turbojet engine is ≈10% compared with the prototype.

Claims

A double-circuit turbo-jet engine containing a common fan of the circuits, an external circuit and an internal circuit including sequentially arranged compressor or compressors of low and high pressure, a first combustion chamber, a compressor turbine or a turbine of high and low pressure compressors, a fan turbine, a mixer at the outlet of the external and internal circuits, a common afterburner of the combustion chamber and a common adjustable nozzle of circuits, characterized in that between the stages of the compressor turbine or between the turbines of the high and low pressure compressors there is a second combustion chamber in order to increase the bypass ratio and engine thrust in direct-flow operation modes.