RU2392475C1 - Трехконтурный турбоэжекторный двигатель - Google Patents
Трехконтурный турбоэжекторный двигатель Download PDFInfo
- Publication number
- RU2392475C1 RU2392475C1 RU2009132271/06A RU2009132271A RU2392475C1 RU 2392475 C1 RU2392475 C1 RU 2392475C1 RU 2009132271/06 A RU2009132271/06 A RU 2009132271/06A RU 2009132271 A RU2009132271 A RU 2009132271A RU 2392475 C1 RU2392475 C1 RU 2392475C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- compressor
- turbine
- channel
- ejector
- degree
- Prior art date
Links
Landscapes
- Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
Abstract
Трехконтурный турбоэжекторный двигатель содержит входное устройство, компрессор, основную камеру сгорания, турбину, газовый эжектор. Канал высокого давления эжектора с одной стороны соединен с компрессором через основную камеру сгорания, а с другой - с турбиной через камеру смешения. Канал низкого давления эжектора с одной стороны соединен с атмосферой через входное устройство, а с другой - с турбиной через камеру смешения, форсажную камеру, выходное устройство. Перед компрессором установлен вентилятор, часть воздуха которого из-за последней ступени перепускается в форсажную камеру через канал (третий контур), расположенный во внутренних полостях: компрессора, основной камеры сгорания, камеры смешения, турбины. При суммарной степени повышения давления в условиях взлета 3,5÷4,0 степень повышения давления в вентиляторе равна степени повышения давления в компрессоре. Перепуск воздуха позволяет повысить лобовую тягу и степень форсирования турбоэжекторного двигателя, а также улучшить его охлаждение. 1 з.п. ф-лы, 1 ил.
Description
Изобретение относится к авиадвигателестроению.
Известен турбоэжекторный двигатель (Патент RU 2190772, МПК 7 F02C 3/32, 1999 г.), содержащий входное устройство, компрессор, основную камеру сгорания, турбину, газовый эжектор, канал высокого давления которого с одной стороны соединен с компрессором через основную камеру сгорания, а с другой - с турбиной через камеру смешения, канал низкого давления с одной стороны соединен с атмосферой через входное устройство, а с другой - с турбиной через камеру смешения, форсажную камеру сгорания, выходное устройство. Недостатками турбоэжекторных двигателей (ТРДЭ) являются: а) низкая степень форсирования на малых скоростях полета (отношение тяг на форсированном и нефорсированном режимах); б) значительные габариты. Причинами указанных недостатков являются: а) малое количество свободного воздуха, поступающего в форсажную камеру (коэффициент эжекции в условиях взлета менее 10%); б) неэффективное использование площади миделя, которая в ТРДЭ определяется габаритами турбины. В результате снижается лобовая тяга двигателей, увеличивается их удельная масса.
Целью изобретения является устранение указанных недостатков.
Известен двухконтурный турбореактивный двигатель (Заявка на изобретение № 312328 СССР, 1941), в котором используется вентилятор, установленный перед компрессором, часть воздуха которого из-за последней ступени через наружный канал (второй контур) перепускается либо в атмосферу, либо в форсажную камеру.
Поставленная цель достигается тем, что на входе в компрессор турбоэжекторного двигателя установлен вентилятор, часть воздуха которого из-за последней ступени перепускается в форсажную камеру через канал (третий контур), расположенный во внутренних полостях: компрессора, основной камеры сгорания, камеры смешения, турбины.
Сущность изобретения состоит в том, что перепуск воздуха в форсажную камеру (помимо газового тракта турбины) позволяет снять ограничение по расходу воздуха, которое накладывает турбина. В турбоэжекторном двигателе из условий прочности относительный диаметр втулки турбины нельзя делать менее 0,7. При этом относительный диаметр втулки компрессора (на входе) ~ 0,6, что значительно выше величины, определяемой условиями прочности компрессора . Перепуск воздуха позволяет использовать этот резерв - увеличить расход воздуха без увеличения миделя двигателя (за счет уменьшения относительного диаметра втулки вентилятора).
Суммарная степень повышения давления в ТРДЭ (из условий существования двигателя) в условиях взлета составляет 3,5÷4,0 (Письменный В.Л. Концепция газотурбинного двигателя для гиперзвуковых скоростей полета // Полет, 2009, № 8, с.19-23). При делении компрессора на вентилятор и компрессор необходимо сохранить это условие, а также выполнить условие, при котором давления горячего (наружный контур) и холодного (внутренний контур) газа за турбиной равны. Последнее соответствует равенству степеней повышения давления в вентиляторе и компрессоре.
На чертеже изображена схема трехконтурного турбоэжекторного двигателя (ТРДЭТ).
ТРДЭТ состоит из входного устройства 1, вентилятора 2, компрессора 3, наружного канала 4, внутреннего канала 5, основной камеры сгорания 6, газового эжектора с камерой смешения 7, турбины 8, форсажной камеры 9, выходного устройства 10. При этом канал высокого давления газового эжектора соединен с компрессором через основную камеру сгорания, а канал низкого давления - с атмосферой через входное устройство. Камера смешения 7 с одной стороны соединена с газовым эжектором, а с другой - с турбиной 8. Вентилятор 2, компрессор 3 и турбина 8 соединены полым валом. Степени повышения давления в вентиляторе и компрессоре равны двум.
Канал, проходящий через внутреннюю полость компрессора, образован двумя поверхностями: внутренней поверхностью корневых полок рабочих лопаток и наружной поверхностью барабана компрессора, которые образуются, если ножки лопаток делать удлиненными. В рабочем колесе турбины для прохода воздуха выполнены соответствующие отверстия.
Работа двигателя осуществляется следующим образом. Воздух из атмосферы через входное устройство 1 поступает в канал низкого давления 4 (второй контур) и в вентилятор 2. Сжатый в вентиляторе до заданного давления воздух непрерывным потоком направляется в компрессор 3 (первый контур) и канал 5 (третий контур).
Из компрессора сжатый воздух поступает в основную камеру сгорания 6, куда одновременно через форсунки подается топливо. Образующийся в результате сгорания газ поступает в канал высокого давления газового эжектора, заканчивающийся сужающимся соплом, и далее в камеру смешения 7. Скорость потока при истечении из сопла увеличивается, а статическое давление падает, что создает условия для эжекции воздуха из канала низкого давления 4 в камеру смешения 7. В камере смешения воздух и газ смешиваются, в результате чего на выходе из камеры устанавливается повышенное (по отношению к давлению воздуха во входном устройстве) полное давление газа. Из камеры смешения 7 газ поступает в турбину 8. Турбина приводит во вращение вентилятор 2 и компрессор 5. Из турбины газ поступает в форсажную камеру.
Воздух после попадания в канал 5 нагревается, охлаждая компрессор, камеру смешения и турбину. Из канала 5 воздух поступает в форсажную камеру, где смешивается с газом, поступающим из турбины.
В форсажной камере к газу подводится топливо в соответствии с количеством свободного воздуха. Количество этого топлива увеличивается пропорционально расходу воздуха, проходящему через канал 5, что определяет физическую сущность достигаемого положительного результата.
Из форсажной камеры газ поступает в выходное устройство, где ускоряется, создавая тягу двигателя.
Охлаждение турбины, кроме внешнего, за счет обтекания рабочего колеса воздухом третьего контура осуществляется воздухом (топливовоздушной смесью), проходящим через полый вал и радиальные каналы, выполненные в рабочем колесе и рабочих лопатках (Казанджан П.К., Тихонов Н.Д., Янко А.К. Теория авиационных двигателей. - М.: Машиностроение, 1983, с.187-197). Наличие двойного охлаждения (внешнего и внутреннего) создает условия, при которых топливовоздушная смесь в основной камере сгорания - стехиометрическая. В этих условиях форсирование тяги возможно только двумя путями: а) за счет увеличения коэффициента эжекции, величина которого ограничена (Письменный В.Л. Вопросы теории турбоэжекторных двигателей // Конверсия в машиностроении, 2006, № 4, с.9-15); б) за счет перепуска воздуха в форсажную камеру, что, собственно, и предлагается.
Количественно положительный эффект оценивается приращением расхода воздуха , где t - коэффициент трехконтурности (отношение расходов воздуха через третий и первый контура); m - коэффициент эжекции (отношение расходов воздуха через второй и первый контура); δохл - относительный расход охлаждающего воздуха (отношение расхода охлаждающего воздуха к расходу воздуха через первый контур). Степень форсирования тяги определяется как .
Для ТРДЭТ: . Соответственно , то есть перепуск воздуха в форсажную камеру позволяет повысить тягу ТРДЭ на 20-50%, что в полной мере относится и к лобовой тяге, так как габариты турбины не изменяются. Следствием повышения степени форсирования ТРДЭ также является снижение удельной массы двигателя как минимум на 10%.
Турбоэжекторные двигатели - новый тип газотурбинных двигателей, а ТРДЭТ - одно из направлений их развития. Конечной целью создания этих двигателей является построение сверх- и гиперзвуковых летательных аппаратов.
Claims (2)
1. Трехконтурный турбоэжекторный двигатель, содержащий входное устройство, компрессор, основную камеру сгорания, турбину, газовый эжектор, канал высокого давления которого с одной стороны соединен с компрессором через основную камеру сгорания, а с другой - с турбиной через камеру смешения, канал низкого давления с одной стороны соединен с атмосферой через входное устройство, а с другой - с турбиной через камеру смешения, форсажную камеру, выходное устройство, отличающийся тем, что перед компрессором установлен вентилятор, часть воздуха которого из-за последней ступени перепускается в форсажную камеру через канал (третий контур), расположенный во внутренних полостях: компрессора, основной камеры сгорания, камеры смешения, турбины, а также тем, что при суммарной степени повышения давления в условиях взлета 3,5÷4,0 степень повышения давления в вентиляторе равна степени повышения давления в компрессоре.
2. Трехконтурный турбоэжекторный двигатель по п.1, отличающийся тем, что канал, расположенный во внутренней полости компрессора, образован двумя поверхностями: внутренней поверхностью корневых полок рабочих лопаток и наружной поверхностью барабана компрессора.
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2009132271/06A RU2392475C1 (ru) | 2009-08-26 | 2009-08-26 | Трехконтурный турбоэжекторный двигатель |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2009132271/06A RU2392475C1 (ru) | 2009-08-26 | 2009-08-26 | Трехконтурный турбоэжекторный двигатель |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2392475C1 true RU2392475C1 (ru) | 2010-06-20 |
Family
ID=42682797
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2009132271/06A RU2392475C1 (ru) | 2009-08-26 | 2009-08-26 | Трехконтурный турбоэжекторный двигатель |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU2392475C1 (ru) |
Cited By (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2683343C1 (ru) * | 2013-11-29 | 2019-03-28 | Сафран Эркрафт Энджинз | Вентилятор для турбомашины |
-
2009
- 2009-08-26 RU RU2009132271/06A patent/RU2392475C1/ru active
Cited By (3)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2683343C1 (ru) * | 2013-11-29 | 2019-03-28 | Сафран Эркрафт Энджинз | Вентилятор для турбомашины |
US10502227B2 (en) | 2013-11-29 | 2019-12-10 | Safran Aircraft Engines | Fan for a turbomachine |
US11209012B2 (en) | 2013-11-29 | 2021-12-28 | Safran Aircraft Engines | Fan for a turbomachine |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
US11047339B2 (en) | Gas turbine engine with optimized fan, core passage inlet, and compressor forward stage diameter ratios | |
US20230193830A1 (en) | Gas turbine engine with high speed low pressure turbine section and bearing support features | |
US10202185B2 (en) | Geared turbofan with improved spinner | |
US9650965B2 (en) | Low noise compressor and turbine for geared turbofan engine | |
US9108737B2 (en) | Nacelle scoop inlet | |
US11053808B2 (en) | Multiple injector holes for gas turbine engine vane | |
US20100043388A1 (en) | Gas turbine engine arrangement | |
JP2007182873A (ja) | スラスト増強装置及びその方法ならびに排気ノズル | |
US20160265432A1 (en) | Secondary air system with venturi | |
CN109028144A (zh) | 整体涡流旋转爆震推进系统 | |
US20180094582A1 (en) | Turbofan engine for a civil supersonic aircraft | |
US3896615A (en) | Gas turbine engine for subsonic flight | |
CA2964988C (en) | Assembly and method for influencing flow through a fan of a gas turbine engine | |
US7752835B2 (en) | Pulsed combustion engine | |
CN102619642B (zh) | 高效涡轮喷气发动机 | |
RU2392475C1 (ru) | Трехконтурный турбоэжекторный двигатель | |
JP6055927B2 (ja) | 少ない段数およびエアフォイル総数によりバイパス比および圧縮比の向上を達成したギヤードターボファンエンジン | |
RU2418969C2 (ru) | Турбореактивный двигатель | |
EP1988274A2 (en) | Turbojet engine | |
US20160115865A1 (en) | Gas turbine engine with high speed low pressure turbine section and bearing support features | |
KR20110125717A (ko) | 사류형 압축기 | |
RU2645373C1 (ru) | Турбоэжекторный двигатель и способ его регулирования | |
US20180202369A1 (en) | Gas turbine engine for long range aircraft | |
CN113279857B (zh) | 一种适用于无人飞行器的高推重比燃气涡轮发生器 | |
RU2741819C2 (ru) | Двухконтурный турбореактивный двигатель |