RU2201518C2

RU2201518C2 - Turbojet engine with ejector supercharging

Info

Publication number: RU2201518C2
Application number: RU2001107308/06A
Authority: RU
Inventors: В.Л. Письменный
Original assignee: Письменный Владимир Леонидович
Priority date: 2001-03-19
Filing date: 2001-03-19
Publication date: 2003-03-27

Abstract

FIELD: mechanical engineering; turbojet engines. SUBSTANCE: proposed turbojet engine has intake device, compressor, turbine, main combustion chamber arranged between compressor and turbine, outlet device and gas ejector. High- pressure channel of gas ejector is connected through mixing chamber, diffuser and compressor, and low-pressure channel communicates at one side with atmosphere, and at other side, with compressor through mixing chamber and diffuser. Pressure rise ratio in compressor compose π_c = 4-8, and after-compressor air takeoff coefficient is K_takeoff = 0,15-0,25 of air flow through compressor. EFFECT: increased thrust of turbojet engine. 3 cl, 2 dwg

Description

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

Известная газотурбинная установка, содержащая газовый эжектор, канал высокого давления которого закольцован через камеру смешения, и компрессор низкого давления (Авторское свидетельство СССР 181449, МПК F 02 С 3/32, 1966 г.). A well-known gas turbine installation containing a gas ejector, the high pressure channel of which is looped through the mixing chamber, and a low pressure compressor (USSR Author's Certificate 181449, IPC F 02 C 3/32, 1966).

Известен турбореактивный двигатель, имеющий эжектор дожатия воздуха, расположенный между компрессором и турбиной (Патент RU 2066777, МПК 7 F 02 К 3/08, 1996 г.). Known turbojet engine having an air pressure ejector located between the compressor and the turbine (Patent RU 2066777, IPC 7 F 02 K 3/08, 1996).

Двигатель из-за недостаточной лобовой тяги не может (без использования форсажной камеры) применяться на сверхзвуковых скоростях полета. Due to insufficient frontal thrust, the engine cannot (without using afterburner) be used at supersonic flight speeds.

Газотурбинная установка не создает реактивной силы. A gas turbine installation does not create reactive power.

Задачей, на решение которой направлено настоящее изобретение, является повышение тяги турбореактивного двигателя. The problem to which the present invention is directed is to increase the thrust of a turbojet engine.

На сверхзвуковых скоростях полета сопротивление летательного аппарата растет быстрее, чем тяга турбореактивных двигателей. Для увеличения тяги турбореактивные двигатели формируют, сжигая топливо за турбиной, что существенно ухудшает их экономичность. Увеличить тягу турбореактивного двигателя, не ухудшая его экономичности, можно дополнительным (независимо от скоростного напора) увеличением расхода воздуха через двигатель. At supersonic flight speeds, the resistance of an aircraft grows faster than the thrust of turbojet engines. To increase traction, turbojet engines are formed by burning fuel behind the turbine, which significantly degrades their efficiency. To increase the thrust of a turbojet engine without affecting its efficiency, you can additional (regardless of the pressure head) increase the air flow through the engine.

Поставленная задача решается за счет того, что в турбореактивном двигателе с эжекторным наддувом, содержащим входное устройство, компрессор, турбину, основную камеру сгорания, расположенную между компрессором и турбиной, выходное устройство (сверхзвуковое сопло), газовый эжектор, канал высокого давления которого закольцован через камеру смешения, диффузор и компрессор, а канал низкого давления с одной стороны соединен с атмосферой, а с другой стороны с компрессором через камеру смешения и диффузор, согласно изобретению степень повышения давления в компрессоре составляет величину π_к ==4÷8, а коэффициент отбора воздуха за компрессором - величину К_отб=0,15÷0,25 расхода воздуха через компрессор.The problem is solved due to the fact that in a turbojet engine with an ejector pressurization containing an input device, a compressor, a turbine, a main combustion chamber located between the compressor and the turbine, an output device (supersonic nozzle), a gas ejector, the high-pressure channel of which is looped through the camera mixing, diffuser and compressor, and the low pressure channel is connected on one side to the atmosphere and, on the other hand, to the compressor through the mixing chamber and diffuser according to the invention, the degree of increase I the pressure in the compressor is π _k == 4 ÷ 8, and the coefficient of air extraction behind the compressor is the value of K _reb = 0.15 ÷ 0.25 air flow through the compressor.

Поставленная задача решается также за счет того, что камера смешения газового эжектора выполнена цилиндрической. The problem is also solved due to the fact that the mixing chamber of the gas ejector is made cylindrical.

Поставленная задача решается также за счет того, что в канале высокого давления газового эжектора установлено перекрывное устройство. The problem is also solved due to the fact that in the high pressure channel of the gas ejector installed shutoff device.

Согласно изобретению на известном турбореактивном двигателе устанавливается переразмеренный компрессор со степенью сжатия π_к ==4÷8, избыток производительности которого в количестве (15÷25)% от расхода воздуха через компрессор используется для наддува двигателя звуковым газовым эжектором, канал высокого давления которого закольцован через камеру смешения, диффузор и компрессор.According to the invention, an oversized compressor is installed on the well-known turbojet engine with a compression ratio π _k = 4 ÷ 8, the excess capacity of which in the amount of (15 ÷ 25)% of the air flow through the compressor is used to pressurize the engine with a sound gas ejector, the high pressure channel of which is looped through mixing chamber, diffuser and compressor.

Суть изобретения состоит в том, что при увеличении скорости полета доля воздуха, отбираемая у компрессора на его наддув, уменьшается, а доля воздуха, поступающая в выходное устройство и участвующая в создании реактивной силы, увеличивается. При необходимости форсирования тяги двигателя на сверхзвуковых скоростях полета газовый эжектор отключается и весь воздух, проходящий через компрессор, поступает в газовоздушный тракт двигателя, обеспечивая прирост тяги за счет сгорания топлива в основной камере сгорания. The essence of the invention lies in the fact that with increasing flight speed, the fraction of air taken from the compressor to pressurize it decreases, and the fraction of air entering the output device and participating in the creation of reactive force increases. If it is necessary to accelerate the engine thrust at supersonic flight speeds, the gas ejector is switched off and all the air passing through the compressor enters the gas-air path of the engine, providing an increase in thrust due to the combustion of fuel in the main combustion chamber.

На фиг.1 изображена схема турбореактивного двигателя с эжекторным наддувом;
на фиг. 2 изображены высотно-скоростные характеристики турбореактивных двигателей.Figure 1 shows a diagram of a turbojet engine with ejector boost;
in FIG. 2 shows the high-speed characteristics of turbojet engines.

Турбореактивный двигатель состоит из входного устройства 1, звукового газового эжектора 2, цилиндрической камеры смешения 3, диффузора 4, компрессора 5, ленты перепуска 6 (перекрывное устройство), основной камеры сгорания 7, турбины 8 реактивного сопла (выходного устройства) 9. При этом канал высокого давления газового эжектора 2 закольцован через камеру смешения 3, диффузор 4 и компрессор 5, а канал низкого давления с одной стороны соединен с атмосферой через входное устройство 1, а с другой стороны - с компрессором 5 через камеру смешения 3 и диффузор 4. A turbojet engine consists of an input device 1, a sound gas ejector 2, a cylindrical mixing chamber 3, a diffuser 4, a compressor 5, a bypass belt 6 (shut-off device), a main combustion chamber 7, a turbine 8 of the jet nozzle (output device) 9. In this case, the channel the high pressure of the gas ejector 2 is looped through the mixing chamber 3, the diffuser 4 and the compressor 5, and the low pressure channel on the one hand is connected to the atmosphere through the inlet 1, and on the other hand, to the compressor 5 through the mixing chamber 3 and the diffuser dawn 4.

Работа турбореактивного двигателя осуществляется следующим образом. Воздух из атмосферы через входное устройство 1 поступает в камеру смешения 3, где смешивается с высокоскоростным потоком, истекающим из канала высокого давления газового эжектора 2, и далее через диффузор 4 поступает в компрессор 5 для сжатия. Сжатый до заданного давления воздух делится на два потока. The operation of a turbojet engine is as follows. Air from the atmosphere through the inlet device 1 enters the mixing chamber 3, where it is mixed with a high-speed stream flowing from the high pressure channel of the gas ejector 2, and then through the diffuser 4 enters the compressor 5 for compression. Compressed to a given pressure, the air is divided into two streams.

Первый поток поступает в основную камеру сгорания 7, куда одновременно через форсунки впрыскивается мелкораспыленное топливо. Образовавшийся в результате сгорания газ поступает на турбину 8, которая приводит во вращение компрессор 5. Выходящий из турбины газ расширяется в сверхзвуковом реактивном сопле 9 и истекает в атмосферу, создавая реактивную силу. The first stream enters the main combustion chamber 7, where finely atomized fuel is injected simultaneously through the nozzles. The gas formed as a result of combustion enters the turbine 8, which drives the compressor 5. The gas exiting the turbine expands in the supersonic jet nozzle 9 and flows into the atmosphere, creating a reactive force.

Второй поток поступает в канал высокого давления газового эжектора 2 и далее через звуковое лепестковое сопло - в камеру смешения 3, где, как указывалось ранее, перемешивается с атмосферным воздухом, повышая его температуру и давление. По мере увеличения скорости полета доля второго потока уменьшается, что способствует повышению расхода воздуха через двигатель и увеличению тяги. При необходимости форсирования тяги двигателя лента перепуска 6 закрывается (при одновременном раскрытии соплового аппарата турбины 8) и весь воздух, проходящий через компрессор 5, поступает в реактивное сопло 9 двигателя. The second stream enters the high-pressure channel of the gas ejector 2 and then through the sonic petal nozzle to the mixing chamber 3, where, as mentioned earlier, it is mixed with atmospheric air, increasing its temperature and pressure. As the flight speed increases, the proportion of the second stream decreases, which contributes to an increase in air flow through the engine and an increase in thrust. If it is necessary to boost the engine thrust, the bypass belt 6 is closed (while the nozzle apparatus of the turbine 8 is simultaneously opened) and all the air passing through the compressor 5 enters the jet nozzle 9 of the engine.

Степень форсирования турбореактивного двигателя с эжекторным наддувом (ТРДН) зависит от коэффициента отбора воздуха за компрессором 5 К_отб=G_отб/G_в (где G_отб - расход отбираемого воздуха, G_в - расход воздуха через компрессор 5), расчетное значение которого составляет величину 0,15÷0,25 (при К_отб<0,15 эффект от применения форсирования незначителен, при К_отб > 0,25 нагрев воздуха на входе в компрессор недопустимо большой). Оптимальные расчетные значения степени повышения давления в компрессоре 5

как показывают теоретические исследования, находятся в области средних степеней повышения давления π_к =4÷8. С достаточной для практических целей точностью

может быть определена как

где Т*_г - температура газа перед турбиной.The degree of forcing of a turbojet engine with an ejector pressurization (turbojet engine) depends on the air sampling coefficient behind the compressor 5 K _overs = G _obs / G _in (where G _overs is the flow rate of taken air, G _in is the air flow rate through compressor 5), the calculated value of which is 0.15 ÷ 0.25 (at K _reb <0.15 the effect of the use of forcing is negligible, at K _reb > 0.25 the air heating at the compressor inlet is unacceptably large). The optimal calculated values of the degree of pressure increase in the compressor 5

as theoretical studies show, they are in the range of medium degrees of pressure increase π _k = 4 ÷ 8. With precision sufficient for practical purposes

can be defined as

where T * _g is the gas temperature in front of the turbine.

На фиг. 2 показаны высотно-скоростные характеристики ТРДН с исходными данными, Р_о= 10000 дан, π_кo =6, Т_го ^*=1600 К, К_отб=0,2 (лента перепуска 6 закрывается при М_п= 2), полученные с помощью математической модели первого уровня. Здесь же для сравнения показаны характеристики форсированного турбореактивного двигателя (ТРДФ) с аналогичными исходными данными (Т*_ф=2000 К). Лобовые размеры обоих двигателей одинаковы (диаметр газового эжектора ТРДН соответствует диаметру форсажной камеры ТРДФ).In FIG. 2 shows the altitude and speed characteristics of the _{turbojet engine} with the initial data, P _o = 10,000 Dan, π _ko = 6, T _go ^* = 1600 K, K _reb = 0.2 (bypass tape 6 closes at M _p = 2), obtained using mathematical model of the first level. Here, for comparison, the characteristics of a forced turbojet engine (TRDF) with the same initial data (T * _f = 2000 K) are shown. The frontal dimensions of both engines are the same (the diameter of the gas ejector TRDN corresponds to the diameter of the afterburner TRDF).

Из фиг. 2 видно, что в диапазоне скоростей М_п=2÷2,5 (лента перепуска 6 закрыта) ТРДН выигрывает у ТРДФ как по тяге, так и по удельному расходу топлива, что наиболее объективно отражается в различии общих кпд сравниваемых двигателей, достигающем, как это следует из фиг.2, величины 10÷12%. Полученный результат имеет физическое объяснение. Дело в том, что при равных миделях сопротивление сети ТРДН всегда (вследствие более низких температур) меньше сопротивления сети ТРДФ, что позволяет ТРДН поддерживать до скоростей М_п=2÷2,5 потребную тягу не за счет скорости истечения, а за счет расхода воздуха. Последнее, как известно, более эффективно.From FIG. 2 shows that in the speed range M _p = 2 ÷ 2.5 (bypass belt 6 is closed) the turbojet engine is superior to the turbojet engine both in thrust and in specific fuel consumption, which is most objectively reflected in the difference in the overall efficiency of the compared engines, reaching this follows from figure 2, the value of 10 ÷ 12%. The result obtained has a physical explanation. The fact is that, with equal midships, the resistance of the turbofan network is always (due to lower temperatures) less than the resistance of the turbofan network, which allows the turbofan engine to maintain the required draft up to speeds M _p = 2 ÷ 2.5, not due to the outflow speed, but due to air flow . The latter, as you know, is more effective.

Эжекторный наддув турбореактивных двигателей, как показывают теоретические исследования, позволяет за счет увеличения массы двигателя и некоторого ухудшения его расходных характеристик на дозвуковых скоростях полета понизить (по отношению к ТРДФ) расходы топлива на сверхзвуковых (М_п=2÷2,5) крейсерских режимах полета на 25÷35%.Theoretical studies show that ejector pressurization of turbojet engines allows reducing fuel consumption at supersonic (M _n = 2 ÷ 2.5) cruising flight modes due to an increase in engine mass and some deterioration of its flow characteristics at subsonic flight speeds 25 ÷ 35%.

Claims

1. Turbojet engine with ejector pressurization, comprising an input device, a compressor, a turbine, a main combustion chamber located between the compressor and the turbine, an output device, a gas ejector, the high pressure channel of which is looped through the mixing chamber, diffuser and compressor, and the low pressure channel with on the one hand, it is connected to the atmosphere through an input device, and on the other hand, to the compressor through a mixing chamber and a diffuser, characterized in that the degree of increase in pressure in the compressor is inu π _k = 4 ÷ 8, and the coefficient of air extraction behind the compressor is the value of K _select = 0.15 ÷ 0.25 air flow through the compressor.

2. A turbojet engine with ejector charge according to claim 1, characterized in that the mixing chamber is cylindrical.

3. A turbojet engine with ejector pressurization according to claim 1, characterized in that a shutoff device is installed in the high pressure channel of the gas ejector.