RU2197627C1 - Способ работы трехконтурного турбореактивного двигателя летательного аппарата и трехконтурный турбореактивный двигатель летательного аппарата - Google Patents

Abstract

Изобретение относится к авиадвигателестроению, в частности к сверхзвуковым турбореактивным двигателям. При работе трехконтурного турбореактивного двигателя летательного аппарата производят подачу воздуха в наружный прямоточный и внутренний контуры двигателя, сжатие воздуха в секциях основного компрессора, сжигание топлива в сжатом воздухе в камере сгорания и расширение полученных продуктов сгорания в турбине и реактивном сопле. На выходе из камеры сгорания продукты сгорания разделяют на два потока, один из которых направляют в прямоточный контур. Другой поток смешивают с частью воздуха из охлаждающего контура и подают на вход турбины. Истекающие из реактивного сопла прямоточного контура со сверхзвуковой скоростью продукты сгорания направляют в смесительную камеру, эжектируя выходящие из турбины расширившиеся продукты сгорания. При работе в форсажном режиме понижают температуру в камере сгорания до температуры торможения и уменьшают подачу охлаждающего воздуха на вход турбины за счет перепуска его для смешения с продуктами сгорания, поступающими в прямоточный контур. При работе на земле и малых высотах подачу воздуха во внутренний контур двигателя осуществляют на вход основного компрессора из прямоточного контура. При увеличении высоты полета летательного аппарата выше 4000 м отключают подачу воздуха в прямоточный контур, а подачу воздуха на вход основного компрессора осуществляют через секцию дополнительного компрессора низкого давления, последовательно подключая его ступени, начиная с последней и кончая первой при достижении расчетной высоты полета. При увеличении скорости полета летательного аппарата выше сверхзвуковой производят последовательное отключение ступеней компрессора, начиная с секции дополнительного компрессора низкого давления до последней ступени основного компрессора, и включение прямоточного контура. При этом осуществляют согласование работы секций компрессоров и турбины за счет регулирования реактивного сопла и изменения площади проходного сечения смесительной камеры. Изобретение позволяет повысить тягу при минимальном расходе топлива с ростом высоты полета при выполнении двигателя одновальным за счет сохранения постоянным секундного расхода воздуха на всех режимах полета. 2 с. и 5 з.п. ф-лы, 1 ил.

Description

Изобретение относится к авиадвигателестроению, в частности к дозвуковым и сверхзвуковым турбореактивным двигателям, а также при наличии на борту запасов кислорода может быть использовано в качестве двигательных установок на космических кораблях многоразового использования для взлета, набора высоты с выходом в космическое пространство, снижения и посадки.

Известен способ работы трехконтурного турбореактивного двигателя летательного аппарата, включающий подачу воздуха в наружный прямоточный и внутренний контуры двигателя, сжатие воздуха в секциях основного компрессора, сжигание топлива в сжатом воздухе в камере сгорания и расширение полученных продуктов сгорания в турбине и реактивном сопле (патент США 4569199, МПК F 02 К 3/06, 1986).

Из того же источника также известен трехконтурный турбореактивный двигатель летательного аппарата, содержащий внутренний контур с камерой сгорания и установленными в нем на одном валу секциями основного компрессора и турбиной, наружный прямоточный контур, подключенный к внутреннему между секциями основного компрессора посредством переключающего устройства и соединенный на выходе с регулируемым реактивным соплом.

Недостатком известных способа и устройства является относительно большой расход топлива при недостаточной величине тяги.

Задачей, на решение которой направлено настоящее изобретение, является увеличение тяги одновального двигателя при минимальном расходе топлива с ростом высоты.

Поставленная задача в части способа решается за счет того, что при способе работы трехконтурного турбореактивного двигателя летательного аппарата, включающем подачу воздуха в наружный прямоточный и внутренний контуры двигателя, сжатие воздуха в секциях основного компрессора, сжигание топлива в сжатом воздухе в камере сгорания и расширение полученных продуктов сгорания в турбине и реактивном сопле, согласно изобретению на выходе из камеры сгорания продукты сгорания разделяют на два потока, один из которых направляют в прямоточный контур, а другой смешивают с частью воздуха из охлаждающего контура и подают на вход турбины, истекающие из реактивного сопла прямоточного контура со сверхзвуковой скоростью продукты сгорания направляют в смесительную камеру, эжектируя выходящие из турбины расширившиеся продукты сгорания, причем при работе в форсажном режиме понижают температуру в камере сгорания до температуры торможения и уменьшают подачу охлаждающего воздуха на вход турбины за счет перепуска его для смешения с продуктами сгорания, поступающими в прямоточный контур, при работе на земле и малых высотах подачу воздуха во внутренний контур двигателя осуществляют на вход основного компрессора из прямоточного контура, при увеличении высоты полета летательного аппарата выше 4000 м отключают подачу воздуха в прямоточный контур, а подачу воздуха на вход основного компрессора осуществляют через секцию дополнительного компрессора низкого давления, последовательно подключая его ступени, начиная с последней и кончая первой при достижении расчетной высоты полета, при увеличении скорости полета летательного аппарата выше сверхзвуковой производят последовательное отключение ступеней компрессора, начиная с секции дополнительного компрессора низкого давления до последней ступени основного компрессора, и включение прямоточного контура, при этом осуществляют согласование работы секций компрессоров и турбины за счет регулирования реактивного сопла и изменения площади проходного сечения смесительной камеры.

Поставленная задача в части способа решается также за счет того, что на больших высотах полета летательного аппарата осуществляют подачу кислорода в прямоточный контур.

Поставленная задача в части способа решается также за счет того, что при скорости полета более 2-3 М производят отключение первой секции основного компрессора, а воздух из прямоточного контура направляют на вход его второй секции.

Поставленная задача в части двигателя решается за счет того, что трехконтурный турбореактивный двигатель летательного аппарата, содержащий внутренний контур с камерой сгорания и установленными в нем на одном валу секциями основного компрессора и турбиной, наружный прямоточный контур, подключенный к внутреннему между секциями основного компрессора посредством переключающего устройства и соединенный на выходе с регулируемым реактивным соплом, согласно изобретению снабжен охлаждающим контуром, смесительной камерой с изменяемой площадью проходного сечения и установленной на входе в основной компрессор секцией дополнительного компрессора низкого давления дисковой конструкции, диски которого установлены с возможностью соединения с валом внутреннего контура и между собой посредством коробки сцепления, наружный прямоточный контур дополнительно подключен к внутреннему между выходом из секции дополнительного компрессора низкого давления и первой секцией основного компрессора и к входу и выходу камеры сгорания и снабжен форсунками для подачи форсажного топлива, расположенными в нем за камерой сгорания по ходу продуктов сгорания, охлаждающий контур расположен под камерой сгорания и подключен к выходу последней ступени основного компрессора, входу в турбину и к системам ее охлаждения и охлаждения надтурбинной обечайки, отделяющей турбину от прямоточного контура, на входе и выходе охлаждающего контура установлены обечайки управления воздухом, а реактивное сопло прямоточного контура и выход из турбины подключены к смесительной камере с изменяемой площадью проходного сечения с образованием сверхзвукового эжектора.

Поставленная задача в части двигателя решается также за счет того, что наружный прямоточный контур подключен к источнику подачи кислорода.

Поставленная задача в части двигателя решается также за счет того, что каждый диск секции дополнительного компрессора низкого давления установлен на свободном валу.

Поставленная задача в части двигателя решается также за счет того, что на входе в секцию дополнительного компрессора установлено вспомогательное перекрывающее устройство.

На чертеже изображен предлагаемый трехконтурный турбореактивный двигатель летательного аппарата.

Трехконтурный турбореактивный двигатель летательного аппарата для реализации описываемого способа содержит внутренний контур 1 с камерой сгорания 2 и установленными в нем на одном валу 3 секциями 4, 5 основного компрессора и турбиной 6. Наружный прямоточный контур 7 подключен к внутреннему контуру 1 между секциями 4, 5 основного компрессора посредством переключающего устройства 8 и соединен на выходе с регулируемым реактивным соплом 9.

Трехконтурный турбореактивный двигатель снабжен охлаждающим контуром 10, смесительной камерой 11 с изменяемой площадью проходного сечения и установленной на входе в основной компрессор секцией 12 дополнительного компрессора низкого давления дисковой конструкции. Диски 13 секции 12 дополнительного компрессора низкого давления установлены с возможностью соединения с валом 3 внутреннего контура 1 и между собой посредством коробки сцепления 14. Наружный прямоточный контур 7 дополнительно подключен к внутреннему между выходом из секции 12 дополнительного компрессора низкого давления и первой секцией 4 основного компрессора посредством переключающего устройства 15 и к входу и выходу камеры сгорания 2 и снабжен форсунками 16 для подачи форсажного топлива, расположенными в нем за камерой сгорания 2 по ходу продуктов сгорания. Охлаждающий контур 10 расположен под камерой сгорания 2 и подключен к выходу последней ступени второй секции 5 основного компрессора, входу в турбину 6 и к системам ее охлаждения (на чертеже не показаны) и охлаждения надтурбинной обечайки 17, отделяющей турбину 6 от наружного прямоточного контура 7. На входе и выходе охлаждающего контура 10 установлены обечайки 18, 19 управления воздухом. Реактивное сопло 9 прямоточного контура 7 и выход из турбины 6 подключены к смесительной камере 11 с изменяемой площадью проходного сечения с образованием сверхзвукового эжектора. Наружный прямоточный контур 7 подключен к источнику подачи кислорода (на чертеже не показан). Каждый диск 13 секции 12 дополнительного компрессора низкого давления установлен на свободном валу 20. На входе в секцию 12 дополнительного компрессора установлено вспомогательное перекрывающее устройство 21.

Предлагаемый способ осуществляют следующим образом.

При работе трехконтурного турбореактивного двигателя летательного аппарата осуществляют подачу воздуха в его наружный прямоточный и внутренний контуры 7 и 1 соответственно, сжатие воздуха в секциях 4, 5 основного компрессора, сжигание топлива в сжатом воздухе в камере сгорания 2 и расширение полученных продуктов сгорания в турбине 6 и реактивном сопле 9. На выходе из камеры сгорания 2 продукты сгорания разделяют на два потока, один из которых направляют в прямоточный контур 7. Другой поток смешивают с частью воздуха из охлаждающего контура 10 и подают на вход турбины 6. Истекающие из реактивного сопла 9 наружного прямоточного контура 7 со сверхзвуковой скоростью продукты сгорания направляют в смесительную камеру 11, эжектируя выходящие из турбины 6 расширившиеся продукты сгорания. После смешивания газ выходит из двигателя, создавая реактивную тягу.

При работе в форсажном режиме для экономии основного топлива понижают температуру в камере сгорания 6 до температуры торможения и уменьшают подачу охлаждающего воздуха на вход турбины 6 за счет перепуска его для смешения с продуктами сгорания, поступающими в наружный прямоточный контур 7, для чего обечайка 19 смещается вперед и увеличивает количество воздуха, взаимодействующего с форсажным топливом, которое подают из форсунок 16 и воспламеняют от основного потока выхлопных газов. Воспламенившееся топливо сгорает в наружном прямоточном контуре 7, позволяя получить на выходе из двигателей прирост тяги.

При работе на земле и малых высотах подачу воздуха во внутренний контур 1 двигателя осуществляют на вход секций 4, 5 основного компрессора из прямоточного контура 7.

При увеличении высоты полета летательного аппарата выше 4000 м отключают подачу воздуха в наружный прямоточный контур 7. Подачу воздуха на вход секций 4, 5 основного компрессора осуществляют через секцию 12 дополнительного компрессора низкого давления, последовательно подключая его ступени, начиная с последней и кончая первой при достижении расчетной высоты полета.

На больших высотах полета летательного аппарата осуществляют подачу кислорода в наружный прямоточный контур 7.

При увеличении скорости полета летательного аппарата выше сверхзвуковой производят последовательное отключение ступеней компрессора от вала 3, начиная с секции 12 дополнительного компрессора низкого давления, и включение наружного прямоточного контура 7. При скорости полета более 2-3 М в зависимости от высоты полета переключающим устройством 8 производят отключение первой секции 4 основного компрессора, а воздух из наружного прямоточного контура 7 направляют на вход второй секции 5 компрессора.

При увеличении скорости полета выше 3,5 М на высотах выше 11000 м переключающим устройством 8 прекращается подача воздуха на вход секции 5 основного компрессора, обечайкой управления 19 перекрывается доступ газов из камеры сгорания 2 на вход турбины 6, что обеспечивает работу двигателя в прямоточном режиме.

При этом осуществляют согласование работы секций 4, 5, 12 компрессоров и турбины 6 за счет регулирования реактивного сопла 9 и изменения площади проходного сечения смесительной камеры 11.

Для обеспечения работы двигателя на больших высотах полета летательного аппарата до выхода в космическое пространство осуществляют подачу кислорода в наружный прямоточный контур 7.

Изобретение позволяет повысить тягу при минимальном расходе топлива с ростом высоты полета при выполнении двигателя одновальным за счет сохранения постоянным секундного расхода воздуха на всех режимах полета.

Claims (7)

1. Способ работы трехконтурного турбореактивного двигателя летательного аппарата, включающий подачу воздуха в наружный прямоточный и внутренний контуры двигателя, сжатие воздуха в секциях основного компрессора, сжигание топлива в сжатом воздухе в камере сгорания и расширение полученных продуктов сгорания в турбине и реактивном сопле, отличающийся тем, что на выходе из камеры сгорания продукты сгорания разделяют на два потока, один из которых направляют в прямоточный контур, а другой смешивают с частью воздуха из охлаждающего контура и подают на вход турбины, истекающие из реактивного сопла прямоточного контура со сверхзвуковой скоростью продукты сгорания направляют в смесительную камеру, эжектируя выходящие из турбины расширившиеся продукты сгорания, причем при работе в форсажном режиме понижают температуру в камере сгорания до температуры торможения и уменьшают подачу охлаждающего воздуха на вход турбины за счет перепуска его для смешения с продуктами сгорания, поступающими в прямоточный контур, при работе на земле и малых высотах подачу воздуха во внутренний контур двигателя осуществляют на вход основного компрессора из прямоточного контура, при увеличении высоты полета летательного аппарата выше 4000 м отключают подачу воздуха в прямоточный контур, а подачу воздуха на вход основного компрессора осуществляют через секцию дополнительного компрессора низкого давления, последовательно подключая его ступени, начиная с последней и кончая первой при достижении расчетной высоты полета, при увеличении скорости полета летательного аппарата выше сверхзвуковой производят последовательное отключение ступеней компрессора, начиная с секции дополнительного компрессора низкого давления до последней ступени основного компрессора, и включение прямоточного контура, при этом осуществляют согласование работы секций компрессоров и турбины за счет регулирования реактивного сопла и изменения площади проходного сечения смесительной камеры.

2. Способ по п. 1, отличающийся тем, что на больших высотах полета летательного аппарата осуществляют подачу кислорода в прямоточный контур.

3. Способ по п. 1, отличающийся тем, что при скорости полета более 2-3 М производят отключение первой секции основного компрессора, а воздух из прямоточного контура направляют на вход его второй секции.

4. Трехконтурный турбореактивный двигатель летательного аппарата, содержащий внутренний контур с камерой сгорания и установленными в нем на одном валу секциями основного компрессора и турбиной, наружный прямоточный контур, подключенный к внутреннему между секциями основного компрессора посредством переключающего устройства, и соединенный на выходе с регулируемым реактивным соплом, отличающийся тем, что он снабжен охлаждающим контуром, смесительной камерой с изменяемой площадью проходного сечения и установленной на входе в основной компрессор секцией дополнительного компрессора низкого давления дисковой конструкции, диски которого установлены с возможностью соединения с валом внутреннего контура и между собой посредством коробки сцепления, наружный прямоточный контур дополнительно подключен к внутреннему между секцией дополнительного компрессора низкого давления и первой секцией основного компрессора и к входу и выходу камеры сгорания и снабжен форсунками для подачи форсажного топлива, расположенными в нем за камерой сгорания по ходу продуктов сгорания, охлаждающий контур расположен под камерой сгорания и подключен к выходу последней ступени основного компрессора, входу в турбину и к системам ее охлаждения и охлаждения надтурбинной обечайки, отделяющей турбину от прямоточного контура, на входе и выходе охлаждающего контура установлены обечайки управления воздухом, а реактивное сопло прямоточного контура и выход из турбины подключены к смесительной камере с изменяемой площадью проходного сечения с образованием сверхзвукового эжектора.

5. Двигатель по п. 4, отличающийся тем, что наружный прямоточный контур подключен к источнику подачи кислорода.

6. Двигатель по п. 4, отличающийся тем, что каждый диск секции дополнительного компрессора низкого давления установлен на свободном валу.

7. Двигатель по п. 4 или 6, отличающийся тем, что на входе в секцию дополнительного компрессора установлено вспомогательное перекрывающее устройство.