RU2193099C2

RU2193099C2 - Gas turbine engine boosting method

Info

Publication number: RU2193099C2
Application number: RU2001100281/06A
Authority: RU
Inventors: В.Л. Письменный
Original assignee: Письменный Владимир Леонидович
Priority date: 2001-01-04
Filing date: 2001-01-04
Publication date: 2002-11-20

Abstract

FIELD: aviation. SUBSTANCE: proposed method of boosting gas turbine engine at supersonic speeds comes to simultaneously increasing delivery of air and fuel into main combustion chamber. Increased of said rates is provided by decreasing part of air bypassed behind last stage of compressor whose value at takeoff is at least 10% of total consumption of air. EFFECT: increased thrust of gas turbine engine. 1 dwg

Description

Изобретение относится к авиадвигателестроению. The invention relates to aircraft engine manufacturing.

Известен способ форсирования газотурбинного двигателя (ГТД) путем подвода дополнительного тепла за турбиной (Теория и расчет ВРД. Под ред. С.М. Шляхтенко, Москва, Машиностроение, 1987, стр. 37). Недостатком способа является повышенный расход топлива, связанный с пониженным давлением в форсажной камере сгорания. A known method of forcing a gas turbine engine (GTE) by supplying additional heat behind the turbine (Theory and calculation of the WFD. Edited by S. M. Shlyakhtenko, Moscow, Engineering, 1987, p. 37). The disadvantage of this method is the increased fuel consumption associated with reduced pressure in the afterburner.

Известен способ форсирования ГТД впрыскиванием жидкости в газовоздушный тракт двигателя (Теория и расчет ВРД. Под ред. С.М. Шляхтенко, Москва, Машиностроение, 1987, стр. 374). Способ позволяет увеличить тягу двигателя, но ухудшает его экономичность и может быть использован главным образом в условиях взлета. A known method of forcing a gas turbine engine by injecting liquid into a gas-air duct of an engine (Theory and calculation of the WFD. Edited by S.M. Shlyakhtenko, Moscow, Engineering, 1987, p. 374). The method allows to increase engine thrust, but affects its efficiency and can be used mainly in take-off conditions.

Известен способ регулирования турбовальных двигателей, предназначенных для вертолетов, который заключается в ограничении максимальной мощности двигателя в условиях взлета (Ю.Н. Нечаев, P.M. Федоров. Теория авиационных ГТД. Часть II. Москва, Машиностроение, 1978 г., стр. 288, рис. 20.8). Способ позволяет увеличить высоту полета вертолета. A known method of regulating turboshaft engines designed for helicopters, which is to limit the maximum engine power in take-off conditions (Yu.N. Nechaev, PM Fedorov. Theory of aircraft gas turbine engines. Part II. Moscow, Engineering, 1978, p. 288, fig. . 20.8). The method allows to increase the flight altitude of the helicopter.

Известен способ увеличения тяги турбореактивных двигателей, заключающийся в увеличении частоты вращения ротора, при котором тяга увеличивается за счет одновременного увеличения расходов воздуха и топлива в основную камеру сгорания (Ю.Н. Нечаев, P.M. Федоров. Теория авиационных ГТД. Часть II. Москва, Машиностроение, 1978 г., стр. 175, рис. 15.9). Данный способ является наиболее близким аналогом предлагаемому. There is a method of increasing the thrust of turbojet engines, which consists in increasing the rotational speed of the rotor, at which thrust increases due to the simultaneous increase in air and fuel consumption in the main combustion chamber (Yu.N. Nechaev, PM Fedorov. Theory of aircraft gas turbine engines. Part II. Moscow, Engineering , 1978, p. 175, Fig. 15.9). This method is the closest analogue to the proposed.

На сверхзвуковых скоростях полета сопротивление летательного аппарата растет быстрее, чем тяга газотурбинных двигателей. В этих условиях увеличение тяги двигателей может быть достигнуто дополнительным (независимо от скоростного напора) увеличением расхода воздуха через двигатели. At supersonic flight speeds, the resistance of an aircraft grows faster than the thrust of gas turbine engines. Under these conditions, an increase in engine thrust can be achieved by an additional (regardless of the pressure head) increase in air flow through the engines.

Поставленная цель достигается тем, что в ГТД используется переразмеренный для взлетных условий компрессор, повышенная производительность которого поддерживается за счет перепуска воздуха из-за последней ступени компрессора в количестве не менее 10% от общего расхода воздуха. На сверхзвуковых скоростях полета доля перепускаемого воздуха уменьшается, что обеспечивает дополнительное увеличение расхода воздуха (топлива) через основную камеру сгорания и дополнительный прирост тяги двигателя, позволяющий повысить скорость полета и, соответственно, общий КПД двигателя. This goal is achieved by the fact that the gas turbine engine uses a compressor oversized for takeoff conditions, whose increased performance is maintained due to air bypass due to the last stage of the compressor in an amount of at least 10% of the total air flow. At supersonic flight speeds, the proportion of bypassed air decreases, which provides an additional increase in air (fuel) consumption through the main combustion chamber and an additional increase in engine thrust, which allows to increase flight speed and, accordingly, the overall engine efficiency.

На чертеже изображена схема ГТД, иллюстрирующая применение рассматриваемого способа форсирования. The drawing shows a gas turbine engine diagram illustrating the use of the forcing method under consideration.

Двигатель состоит из входного устройства 1, компрессора 2, канала 3, основной камеры сгорания 4, турбины 5, эжекторного сопла 6. The engine consists of an input device 1, a compressor 2, a channel 3, a main combustion chamber 4, a turbine 5, an ejector nozzle 6.

Способ форсирования ГТД осуществляется следующим образом. В условиях взлета часть воздуха из-за последней ступени компрессора перепускается в канал 3, который соединен с эжекторным соплом 6. В полетных условиях створки сопла 6 раскрываются, перекрывая выход из канала 3, что приводит к увеличению расхода воздуха (топлива) через основную камеру сгорания 4 и дополнительному увеличению тяги двигателя (при необходимости сопловой аппарат турбины 4 регулируют). The method of forcing a gas turbine engine is as follows. Under take-off conditions, part of the air, due to the last stage of the compressor, is transferred to the channel 3, which is connected to the ejector nozzle 6. In flight conditions, the nozzle leaves 6 open, blocking the exit from the channel 3, which leads to an increase in air (fuel) consumption through the main combustion chamber 4 and an additional increase in engine thrust (if necessary, the nozzle apparatus of the turbine 4 is regulated).

Реализации предлагаемого способа может быть существенно больше (например, перепуск воздуха на вход в компрессор или в атмосферу). The implementation of the proposed method can be significantly larger (for example, bypassing the air at the inlet to the compressor or into the atmosphere).

Основным параметром, определяющим степень форсирования ГТД

является доля перепускаемого воздуха в условиях взлета δ = ΔG_в/G_в. Для большинства схем справедливо соотношение

Таким образом, применяя указанный способ, можно увеличить тягу газотурбинного двигателя на 10-40%, что позволяет выполнять сверхзвуковой полет (Мn= 2÷2,5) без использования традиционных форсажных режимов и, соответственно, иметь общий КПД газотурбинного двигателя 35-40% (Теория и расчет ВРД. Под ред. С.М. Шляхтенко, Москва, Машиностроение, 1987, стр. 53, рис. 1.27).The main parameter determining the degree of forcing a gas turbine engine

is the fraction of air bypassed during take-off δ = ΔG _in / G _in . For most schemes, the relation

Thus, using this method, you can increase the thrust of a gas turbine engine by 10-40%, which allows you to perform a supersonic flight (Mn = 2 ÷ 2.5) without the use of traditional afterburner modes and, accordingly, have a total efficiency of a gas turbine engine of 35-40% (The theory and calculation of the WFD. Edited by S.M. Shlyakhtenko, Moscow, Mechanical Engineering, 1987, p. 53, Fig. 1.27).

Claims

A method of forcing a gas turbine engine at supersonic flight speeds, which consists in simultaneously increasing the flow of air and fuel to the main combustion chamber, characterized in that the increase in these costs is carried out by reducing the proportion of air bypassed due to the last stage of the compressor, the value of which under take-off conditions is not less than 10% of the total air flow.