RU2612482C1 - Aircraft stoichiometric power plant and its regulation method - Google Patents

Aircraft stoichiometric power plant and its regulation method Download PDF

Info

Publication number
RU2612482C1
RU2612482C1 RU2016107922A RU2016107922A RU2612482C1 RU 2612482 C1 RU2612482 C1 RU 2612482C1 RU 2016107922 A RU2016107922 A RU 2016107922A RU 2016107922 A RU2016107922 A RU 2016107922A RU 2612482 C1 RU2612482 C1 RU 2612482C1
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
air
power plant
aviation
turbine
compressor
Prior art date
Application number
RU2016107922A
Other languages
Russian (ru)
Inventor
Владимир Леонидович Письменный
Original Assignee
Владимир Леонидович Письменный
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Владимир Леонидович Письменный filed Critical Владимир Леонидович Письменный
Priority to RU2016107922A priority Critical patent/RU2612482C1/en
Application granted granted Critical
Publication of RU2612482C1 publication Critical patent/RU2612482C1/en

Links

Images

Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
    • F02C7/00—Features, components parts, details or accessories, not provided for in, or of interest apart form groups F02C1/00 - F02C6/00; Air intakes for jet-propulsion plants
    • F02C7/12—Cooling of plants
    • F02C7/16—Cooling of plants characterised by cooling medium
    • F02C7/18—Cooling of plants characterised by cooling medium the medium being gaseous, e.g. air
    • F02C7/185—Cooling means for reducing the temperature of the cooling air or gas

Abstract

FIELD: aviation.
SUBSTANCE: power plant consists of an input device, a turbocharger with air bleed behind the compressor for the turbine blades cooling, an output device. The turbocharger has a pressure ratio of the compressor not more than four, one stage of the turbine. The air is cooled in the air-to-air cooler, which has the dividing surface in the form of the aircraft cover, under which the air ducts combined with input and output receivers to which the air is supplied and discharged are placed. Receivers are interconnected with a supercharger, which pumps a part of the air from the output receiver to the input receiver, a mixer is installed on the output from the output receiver. Compressor rotation reduced frequency is kept constant throughout the operating range of altitudes and aircraft flight speeds.
EFFECT: possibility to extend the application range according to the flight speed up to four Mach numbers, to increase overall efficiency.
11 cl, 5 dwg

Description

Изобретение относится к авиадвигателестроению, самолетостроению.The invention relates to aircraft engine building, aircraft construction.

Рекорд скорости для пилотируемых летательных аппаратов принадлежит самолету-разведчику SR-71 и составляет 3,5 чисел Маха. На самолете установлен гибридный двигатель J-58 (комбинация турбореактивного двигателя с прямоточным). В турбореактивных двигателях (ТРД) на больших скоростях полета вследствие кинетического нагрева воздуха наступает дисбаланс мощностей между компрессором и турбиной: удельная работа, потребная для сжатия воздуха в компрессоре, увеличивается, а удельная работа турбины при существующих способах регулирования ТРД остается либо постоянной, либо уменьшается. В результате производительность компрессора падает, что ведет к вырождению ТРД как двигателя летательного аппарата. В силу этого обстоятельства применение ТРД (ТРДФ) на скоростях М>3 при существующих способах их регулирования становится бесперспективным.The speed record for manned aircraft belongs to the SR-71 reconnaissance aircraft and is 3.5 Mach numbers. The aircraft is equipped with a J-58 hybrid engine (a combination of a turbojet and ramjet engine). In turbojet engines (turbojet engines) at high flight speeds due to kinetic heating of air, an imbalance of power occurs between the compressor and the turbine: the specific work required to compress the air in the compressor increases, and the specific work of the turbine with the existing methods of regulating the turbojet engine remains either constant or decreases. As a result, compressor performance decreases, which leads to the degeneration of the turbojet engine as an aircraft engine. Due to this circumstance, the use of turbofan engines (turbofan engines) at speeds M> 3 with existing methods for their regulation becomes unpromising.

Целью изобретения является: а) расширение диапазона применения ТРД по скорости полета до 3,5 чисел Маха и более; б) повышение общего кпд ТРД до 0,5 и более.The aim of the invention is: a) expanding the range of application of turbojet engines in flight speed to 3.5 Mach numbers or more; b) increasing the overall efficiency of the turbojet engine to 0.5 or more.

Известны силовые авиационные установки, состоящие из входного устройства, турбокомпрессора, выходного устройства (Теория, расчет и проектирование авиационных двигателей и энергетических установок. Под ред. В.А. Сосунова, В.М. Чепкина. - М.: Изд-во МАИ, 2003, с. 18, рис. 1.1).Known power aircraft installations, consisting of an input device, a turbocharger, an output device (Theory, calculation and design of aircraft engines and power plants. Edited by V. A. Sosunov, V. M. Chepkin. - M .: Publishing House of the Moscow Aviation Institute, 2003, p. 18, fig. 1.1).

Для улучшения летно-технических характеристик ТРД подогрев газа Δ (отношение температуры газа перед турбиной к температуре наружного воздуха) и степень повышения давления воздуха π (отношение давления газа перед турбиной к давлению наружного воздуха) увеличивают (там же, с. 29, рис. 1.11). Лопатки ТРД делают монокристаллическими из жаропрочных сплавов (например, ВЖМ-4), охлаждают воздухом высокого давления (П.К. Казанджан, Н.Д. Тихонов, А.К. Янко. Теория авиационных двигателей. М: Машиностроение, 1983, с. 188-193). При этом эффективность охлаждения зависит от температуры и расхода охлаждающего воздуха, величина которого зависит от количества охлаждаемых венцов турбины и коэффициента интенсивности охлаждения лопаток (там же с. 195, рис. 11.8, 11.9).To improve the flight performance of a turbojet engine, gas heating Δ (the ratio of the gas temperature in front of the turbine to the temperature of the outdoor air) and the degree of increase in air pressure π (the ratio of gas pressure in front of the turbine to the pressure of the outdoor air) are increased (ibid., P. 29, Fig. 1.11 ) The blades of the turbojet engine are made single-crystal from heat-resistant alloys (for example, VZHM-4), cooled with high pressure air (P.K. Kazanjan, ND Tikhonov, A.K. Yanko. Theory of aircraft engines. M: Mechanical Engineering, 1983, p. 188-193). Moreover, the cooling efficiency depends on the temperature and flow rate of cooling air, the value of which depends on the number of cooled turbine crowns and the coefficient of cooling intensity of the blades (ibid., P. 195, Fig. 11.8, 11.9).

Для понижения температуры охлаждающего воздуха в ТРД используют теплообменные устройства (Теория, расчет и проектирование авиационных двигателей и энергетических установок. Под ред. В.А. Сосунова, В.М. Чепкина. - М.: Изд-во МАИ, 2003, с. 656, рис. 22.1).To lower the temperature of the cooling air in the turbojet engine, heat exchangers are used (Theory, design and design of aircraft engines and power plants. Edited by V. A. Sosunov, V. M. Chepkin. - M .: MAI Publishing House, 2003, p. 656, Fig. 22.1).

Температура газа перед турбиной современных ТРД достигает 2000 К, лопаток - 1250 К. При температурах газа более 2300 К состав топливовоздушной смеси в камере сгорания ТРД приближается к стехиометрическому. Турбореактивные двигатели, у которых Тг * более 2300 К, будем называть стехиометрическими ТРД, соответственно, силовые установки, использующие такие двигатели, стехиометрическими силовыми установками.The gas temperature in front of the turbine of modern turbojet engines reaches 2000 K, the blades - 1250 K. At gas temperatures of more than 2300 K, the composition of the air-fuel mixture in the combustion chamber of the turbojet engine approaches stoichiometric. Turbojet engines with T g * more than 2300 K will be called stoichiometric turbojet engines, respectively, power plants using such engines, stoichiometric power plants.

При температуре газа более 2400 К происходит диссоциация продуктов сгорания (рабочее тело теряет свои физические свойства на молекулярном уровне). Фактически эту температуру можно считать предельной для ТРД за исключением тех случаев, когда экономичность двигателя не имеет значения (например, кратковременный выход на гиперзвуковые скорости полета для пуска космического объекта).At a gas temperature of more than 2400 K, the dissociation of combustion products occurs (the working fluid loses its physical properties at the molecular level). In fact, this temperature can be considered the limiting one for turbojet engines, except in cases where the efficiency of the engine does not matter (for example, short-term output at hypersonic flight speeds to launch a space object).

Температуры Тг *>2300 К реализуются, если в состав силовой установки, состоящей из входного устройства, турбокомпрессора с отбором воздуха на охлаждение лопаток турбины, имеющего степень повышения давления в компрессоре менее четырех, одну ступень турбины, выходного устройства, добавить воздухо-воздушный радиатор, разделительной поверхностью которого является обшивка летательного аппарата, например крыла, под которой размещены воздушные каналы. На входе и выходе из воздушных каналов размещены входной и выходной ресиверы, к которым подводится и отводится воздух, соответственно. Ресиверы соединены между собой нагнетателем, который перекачивает часть воздуха из выходного ресивера во входной. На скоростях полета более трех чисел Маха в воздушные каналы радиатора при необходимости подается вода.Temperatures T g * > 2300 K are realized if an air-air radiator is added to the power plant consisting of an inlet device, a turbocompressor with air sampling for cooling the turbine blades having a degree of pressure increase in the compressor of less than four, one stage of the turbine, and an outlet device , the dividing surface of which is the skin of an aircraft, for example a wing, under which air channels are placed. At the inlet and outlet of the air channels are placed inlet and outlet receivers, to which air is supplied and discharged, respectively. The receivers are interconnected by a supercharger, which pumps part of the air from the output receiver to the input. At flight speeds of more than three Mach numbers, if necessary, water is supplied to the air channels of the radiator.

Предпочтительно иметь керамические сопловые аппараты и центробежный нагнетатель, воду подавать в смеситель, установленный на выходе из выходного ресивера (между воздухо-воздушным радиатором и двигателем).It is preferable to have ceramic nozzle apparatuses and a centrifugal supercharger, to supply water to a mixer installed at the outlet of the output receiver (between the air-to-air radiator and the engine).

Сущность изобретения заключается в том, что интеграция турбореактивного двигателя с планером летательного аппарата позволяет за счет использования хладоресурса атмосферы, который практически не ограничен, а также хладоресурса воды, которая в ограниченном количестве может находится на борту летательного аппарата, повысить температуру газа перед турбиной двигателя до 2300 К и более.The essence of the invention lies in the fact that the integration of a turbojet engine with an aircraft glider allows, through the use of an atmospheric coolant, which is practically unlimited, as well as the coolant of water, which in limited quantities can be on board the aircraft, to increase the gas temperature in front of the engine turbine to 2300 K and more.

Однако для достижения поставленной цели этого недостаточно. Количество энергии, подводимой к двигателю, и эффективность ее преобразования в тяговую мощность (тягу) зависят не только от температуры газа (удельной работы цикла ТРД), но и от расхода воздуха, который в относительном виде характеризуется коэффициентом расхода воздуха КG - отношение действительного расхода воздуха, проходящего через двигатель, к теоретически возможному.However, to achieve this goal this is not enough. The amount of energy supplied to the engine and the efficiency of its conversion into traction power (traction) depend not only on the gas temperature (specific work of the turbojet engine), but also on the air flow rate, which in relative form is characterized by the air flow coefficient K G - the ratio of the actual flow rate air passing through the engine to the theoretically possible.

Влияние подогрева (температуры) газа и расхода воздуха на тяговую мощность ТРД аналогичны, но неэквивалентны. Подогрев газа увеличивает тяговую мощность ТРД пропорционально квадратному корню, а расход воздуха - прямопропорционально, соответственно, затраты топлива на повышение тяговой мощности в первом случае оказываются больше, чем во втором (эффект двухконтурного двигателя). Отсюда следует, что для получения одной и той же тяги выгоднее повышать расход воздуха, чем подогрев газа, а значит необходимо, чтобы коэффициент KG всегда и везде был как можно больше.The influence of heating (temperature) of gas and air flow on the propulsion power of a turbojet engine is similar, but not equivalent. Gas heating increases the propulsion power of the turbojet engine in proportion to the square root, and the air flow rate is directly proportional, respectively, the fuel consumption for increasing the propulsion power in the first case is greater than in the second (double-circuit engine effect). It follows that in order to obtain the same thrust, it is more profitable to increase the air flow rate than gas heating, which means that the coefficient K G should be always and everywhere as large as possible.

Условием получения максимального KG в ТРД является поддержание максимальной приведенной частоты вращения компрессора во всех возможных условиях эксплуатации двигателя:

Figure 00000001
; где
Figure 00000002
,
Figure 00000003
- относительная физическая частота вращения турбокомпрессора.The condition for obtaining the maximum K G in the turbojet engine is to maintain the maximum reduced compressor speed in all possible engine operating conditions:
Figure 00000001
; Where
Figure 00000002
,
Figure 00000003
- the relative physical speed of the turbocharger.

Способ регулирования авиационной стехиометрической установки заключается в поддержании постоянной приведенной частоты вращения компрессора (

Figure 00000004
) во всем эксплуатационном диапазоне высот и скоростей полета летательного аппарата с ограничениями по: температуре газа перед турбиной Тг*; температуре лопаток турбины Тлт; температуре лопаток компрессора Тлк (температуре газа за компрессором Тк*); физической частоте вращения турбокомпрессора
Figure 00000005
; максимальному перепаду давлений на турбине πтмах; минимальному запасу устойчивости компрессора ΔКуmin.A method for regulating an aircraft stoichiometric installation is to maintain a constant reduced compressor speed (
Figure 00000004
) in the entire operational range of altitudes and flight speeds of the aircraft with restrictions on: gas temperature in front of the turbine Tg * ; temperature of turbine blades TLT; the temperature of the blades of the compressor Tlk (gas temperature behind the compressor Tk * ); turbocharger physical speed
Figure 00000005
; the maximum pressure drop across the turbine πt max ; minimum margin of compressor stability ΔКу min .

Закон регулирования ТРД

Figure 00000006
не является новым: используется как ограничитель максимального значения приведенной частоты вращения компрессора ТРД с целью обеспечения устойчивой работы двигателя на дозвуковых скоростях полета (Теория и расчет воздушно-реактивных двигателей. Под ред. С.М. Шляхтенко. М.: Машиностроение, 1987, с. 232). На сверхзвуковых скоростях полета этот закон не используется, так как потребный диапазон изменения параметров ТРД превышает эксплуатационный.The law of regulation of turbojet engines
Figure 00000006
is not new: it is used as a limiter of the maximum value of the reduced frequency of rotation of the turbofan engine compressor in order to ensure stable operation of the engine at subsonic flight speeds (Theory and Calculation of Air-Jet Engines. Edited by S.M. Shlyakhtenko. M .: Mechanical Engineering, 1987, p. . 232). At supersonic flight speeds, this law is not used, since the required range of variation of the turbojet engine parameters exceeds the operational one.

Сущность изобретения заключается в том, что благодаря совокупности новых признаков, определяющих облик авиационной стехиометрической силовой установки, появилась возможность использовать известный закон регулирования ТРД

Figure 00000007
в новых условиях (сверхзвуковые скорости полета) по новому назначению (повышение экономичности и тяги двигателя) и, как следствие, добиться нового результата: расширить диапазон применения ТРД по скорости полета до 3,5 чисел Маха и более, повысить общий кпд двигателя до 0,5 и более.The essence of the invention lies in the fact that thanks to a combination of new features that determine the appearance of an aviation stoichiometric power plant, it became possible to use the well-known law of regulation of turbojet engines
Figure 00000007
in new conditions (supersonic flight speeds) for a new purpose (increasing engine economy and thrust) and, as a result, achieving a new result: expand the range of application of turbojet engines in flight speed to 3.5 Mach numbers and more, increase the overall engine efficiency to 0, 5 and more.

На фиг. 1 изображена авиационная стехиометрическая силовая установка;In FIG. 1 shows an aviation stoichiometric power plant;

на фиг. 2 изображены дроссельные характеристики ТРД;in FIG. 2 shows the throttle characteristics of the turbojet engine;

на фиг. 3 изображены скоростные характеристики ТРД;in FIG. 3 shows the speed characteristics of the turbojet engine;

на фиг. 4 изображена характеристика компрессора в системе ТРД;in FIG. 4 shows a characteristic of a compressor in a turbofan engine system;

на фиг. 5 изображена таблица данных ТРД.in FIG. 5 shows a turbojet data table.

Стехиометрическая авиационная силовая установка (фиг. 1) состоит из входного устройства 1, турбокомпрессора 2, выходного устройства 3, воздухо-воздушного радиатора 4, расположенного в крыле летательного аппарата. Воздухо-воздушный радиатор 4 состоит из обшивки крыла, входного ресивера 5, выходного ресивера 6, центробежного нагнетателя 7. Под обшивкой крыла размещен воздушный канал, который охватывает крыло сверху и снизу в продольном направлении. В начале и в конце воздушного канала размещены входной 5 и выходной 6 ресиверы, к которым подводится воздух высокого давления, отбираемый за компрессором, и отводится охлажденный воздух в систему охлаждения турбокомпрессора, соответственно. Кроме этого выходной ресивер 6 соединен с входным ресивером 5 через центробежный нагнетатель 7. На выходе из выходного ресивера (между ресивером и двигателем) размещен смеситель 8.A stoichiometric aircraft power plant (Fig. 1) consists of an input device 1, a turbocharger 2, an output device 3, an air-air radiator 4 located in the wing of the aircraft. The air-air radiator 4 consists of a wing sheath, an inlet receiver 5, an outlet receiver 6, a centrifugal supercharger 7. Under the wing sheath, an air channel is placed that covers the wing from above and below in the longitudinal direction. At the beginning and at the end of the air channel, inlet 5 and outlet 6 receivers are placed, to which high-pressure air is drawn, taken after the compressor, and the cooled air is discharged into the turbocharger cooling system, respectively. In addition, the output receiver 6 is connected to the input receiver 5 through a centrifugal supercharger 7. At the outlet of the output receiver (between the receiver and the engine) a mixer 8 is placed.

Работа авиационной стехиометрической силовой установки не отличается от работы одновального ТРД за исключением того, что воздух, забираемый за компрессором для охлаждения лопаток турбины, охлаждается в воздухо-воздушном радиаторе 4, при необходимости - в смесителе 8.The operation of an aviation stoichiometric power plant does not differ from the operation of a single-shaft turbojet engine except that the air taken after the compressor for cooling the turbine blades is cooled in an air-air radiator 4, if necessary, in a mixer 8.

Работа воздухо-воздушного радиатора осуществляется следующим образом. Воздух, забираемый за компрессором, поступает во входной ресивер 5, и далее движется по воздушному каналу, охватывающему крыло. Обшивка крыла омывается с двух сторон: горячим воздухом изнутри и холодным воздухом снаружи (потоки движутся в перекрестном направлении). Между горячим и холодным воздухом устанавливается тепловой поток, определяемый коэффициентом теплопередачи, градиентом температур и площадью крыла, омываемой воздушными потоками. Охлажденный воздух попадает в ресивер 6, откуда часть воздуха через центробежный нагнетатель 7 возвращается в ресивер 5, а часть - в систему охлаждения турбокомпрессора. Воздух, попавший в ресивер 5 через нагнетатель 7, и горячий воздух, отбираемый за компрессором, смешиваются, в результате температура горячего воздуха понижается.The air-air radiator is as follows. The air taken after the compressor enters the inlet receiver 5, and then moves through the air channel covering the wing. The wing skin is washed from two sides: hot air from the inside and cold air from the outside (the flows move in a cross direction). Between hot and cold air, a heat flow is established, determined by the heat transfer coefficient, the temperature gradient and the area of the wing washed by the air currents. Cooled air enters the receiver 6, from where part of the air through the centrifugal blower 7 is returned to the receiver 5, and part to the turbocharger cooling system. The air entering the receiver 5 through the blower 7, and the hot air taken after the compressor are mixed, as a result, the temperature of the hot air decreases.

Далее идет повторение цикла охлаждения воздуха в радиаторе, но уже с более низкой начальной температурой. Через несколько циклов температура воздуха в выходном ресивере устанавливается на некотором минимальном уровне, зависящем от доли воздуха, перепускаемого через нагнетатель (так называемый коэффициент циркуляции воздуха Кц - отношение расхода воздуха, проходящего через нагнетатель, к расходу воздуха, проходящему через воздушный канал, расположенный под обшивкой крыла).Next is a repeat of the air cooling cycle in the radiator, but with a lower initial temperature. After several cycles, the air temperature in the outlet receiver is set to a certain minimum level, depending on the fraction of air passed through the supercharger (the so-called air circulation coefficient K c is the ratio of the air flow passing through the supercharger to the air flow passing through the air duct located under wing covering).

Важным свойством воздухо-воздушного радиатора является то, что при коэффициентах циркуляции воздуха Кц более 0,9 температура охлажденного воздуха приближается к температуре обшивки летательного аппарата (разница в температурах 20÷30 град).An important property of an air-air radiator is that when the air circulation coefficients K c are more than 0.9, the temperature of the cooled air approaches the temperature of the skin of the aircraft (the temperature difference is 20–30 degrees).

Другим важным свойством воздухо-воздушного радиатора является то, что энергетические возможности радиатора, определяемые площадью охлаждаемой поверхности (в пределе - это вся площадь обшивки летательного аппарата) достаточны для охлаждения турбины ТРД в диапазоне скоростей полета летательного аппарата до М~3,0.Another important property of an air-air radiator is that the energy capabilities of the radiator, determined by the area of the surface to be cooled (in the limit, this is the entire area of the skin of the aircraft), are sufficient to cool the turbojet engine in the range of aircraft flight speeds up to M ~ 3.0.

На скоростях полета М>3,0 эффективность воздухо-воздушного радиатора из-за кинетического нагрева обшивки летательного аппарата снижается. Чтобы восстановить эффективность воздухо-воздушного радиатора используется вода, которая подается в смеситель 8. Испарение воды, которое происходит мгновенно (температура воздуха выше критической для воды), снижает температуру воздуха до той, при которой обеспечивается работоспособность лопаток турбины (расход воды на скоростях полета М<4 менее 10% от расхода топлива).At flight speeds M> 3.0, the efficiency of the air-air radiator is reduced due to kinetic heating of the skin of the aircraft. To restore the efficiency of the air-air radiator, water is used, which is supplied to the mixer 8. The evaporation of water, which occurs instantly (air temperature is higher than critical for water), reduces the air temperature to that at which the turbine blades are operable (water flow at flight speeds M <4 less than 10% of fuel consumption).

С целью экономии охлаждающего воздуха сопловые аппараты керамические.In order to save cooling air nozzle apparatus ceramic.

Двигатель регулируется по закону

Figure 00000008
с ограничениями, гарантирующими безопасность его эксплуатации.Engine regulated by law
Figure 00000008
with restrictions guaranteeing the safety of its operation.

Ниже приводятся летно-технические характеристики авиационной стехиометрической силовой установки (фиг. 1) с исходными данными: взлетная тяга Ro=20000 кгс; исходная степень повышения давления в компрессоре πк=3,5; температура газа перед турбиной на взлетном режиме Тго *=2300 К; максимальная температура газа Тг *=2400 К; минимальный перепад давлений в турбине πтmin=1,29; максимальный перепад давлений в турбине πтmax=1,61; кпд элементов двигателя - стандартные; потери давления во входном устройстве - стандартные; отбор воздуха на охлаждение - 7%; коэффициент циркуляции воздуха в радиаторе - 0,9; коэффициент интенсивности охлаждения в радиаторе - 0,5; коэффициент интенсивности охлаждения в лопатках турбины - 0,65; камера сгорания двухзоновая.Below are the flight technical characteristics of an aviation stoichiometric power plant (Fig. 1) with initial data: take-off thrust R o = 20,000 kgf; the initial degree of pressure increase in the compressor πk = 3.5; the gas temperature in front of the turbine in the takeoff mode T go * = 2300 K; maximum gas temperature T g * = 2400 K; minimum pressure drop in the turbine πt min = 1.29; maximum pressure drop in the turbine πt max = 1.61; efficiency of engine elements - standard; pressure losses in the input device are standard; air extraction for cooling - 7%; air circulation coefficient in the radiator - 0.9; coefficient of cooling intensity in the radiator - 0.5; the coefficient of cooling intensity in the turbine blades is 0.65; dual-zone combustion chamber.

На фиг. 2 представлены дроссельные характеристики в условиях стенда (Н=0, М=0). Малый газ (мг) соответствует относительной частоте вращения турбокомпрессора

Figure 00000009
; максимальный
Figure 00000010
. Режимы от малого газа (мг) до максимального (м) реализуются при закрытом сопле: πтmin=1,29. Экономичным режимом (эк) является режим
Figure 00000011
при πтэк=1,49 (сопло частично открыто). Отбор воздуха на дроссельных режимах ~2%.In FIG. 2 shows the throttle characteristics in the conditions of the stand (H = 0, M = 0). Small gas (mg) corresponds to the relative speed of the turbocharger
Figure 00000009
; maximum
Figure 00000010
. Modes from small gas (mg) to maximum (m) are realized with a closed nozzle: πt min = 1.29. The economical mode (EC) is the mode
Figure 00000011
at πt eq = 1.49 (the nozzle is partially open). Air intake at throttle modes ~ 2%.

На фиг. 3 представлены скоростные характеристики, включая регулируемые параметры:

Figure 00000012
, Тг *, πт, Тк *, Тлт, для высоты полета Н=20 км на максимальном режиме работы двигателя. До скорости М=3,2 приведенная частота вращения
Figure 00000013
поддерживается постоянной: сначала за счет температуры Тг * (до М=1,2), затем - за счет πт; физическая частота вращения
Figure 00000014
увеличивается пропорционально
Figure 00000015
. На скорости М=3,2 температура лопаток турбины Тлт достигает 1200 К, чтобы не перегреть лопатки в смеситель 8 (фиг. 1) подается вода (расход воды менее 5% от расхода топлива). На скорости М=3,7 температура воздуха за компрессором Тк* достигает 1200 К. По жаропрочности лопаток компрессора разгон прекращается при том, что коэффициент тяги CR более трех. Чтобы повысить скорость полета до М=4 и более необходимо охладить компрессор, например, подачей воды на вход в компрессор.In FIG. 3 presents speed characteristics, including adjustable parameters:
Figure 00000012
, T g * , πt, T k * , Tlt, for a flight altitude of N = 20 km at maximum engine operation. Up to speed M = 3.2 reduced speed
Figure 00000013
maintained constant: first, due to the temperature T g * (up to M = 1.2), then - due to πt; physical speed
Figure 00000014
increases proportionally
Figure 00000015
. At a speed of M = 3.2, the temperature of the turbine blades Tlt reaches 1200 K, so as not to overheat the blades, water is supplied to the mixer 8 (Fig. 1) (water consumption is less than 5% of fuel consumption). At a speed of M = 3.7, the air temperature behind the compressor Tk * reaches 1200 K. In terms of the heat resistance of the compressor blades, acceleration stops when the thrust coefficient C R is more than three. To increase the flight speed to M = 4 or more, it is necessary to cool the compressor, for example, by supplying water to the compressor inlet.

Общий кпд двигателя ηо на скорости полета М=3,7 приближается к 0,5. Столь высокая эффективность ТРД является следствием сочетания высоких: степеней повышения давления (π∑>100), коэффициентов расхода воздуха (Kg ~ 0,6) и скорости полета (М>3,5), что позволяет иметь предельно высокие ηе и ηп (фиг. 3).The total engine efficiency η about at a flight speed of M = 3.7 is approaching 0.5. Such a high efficiency of the turbojet engine is the result of a combination of high: degrees of pressure increase (π ∑ > 100), air flow coefficients (K g ~ 0.6) and flight speed (M> 3.5), which allows extremely high η e and η p (Fig. 3).

На фиг. 4 представлена характеристика компрессора в системе ТРД. Существенным отличием характеристики является то, что условия совместной работы элементов ТРД определяются рабочей областью (затененная область). Здесь мг - малый газ; м - максимальный режим; эк - экономичный режим. Использование рабочей области вместо рабочей линии (например, закон регулирования

Figure 00000016
) позволяет при тех же изменениях тяг иметь более узкий диапазон изменения приведенной частоты вращения компрессора (
Figure 00000017
Figure 00000018
), что естественным образом решает проблему устойчивости компрессора в системе ТРД.In FIG. 4 shows the characteristics of the compressor in the turbofan engine. A significant difference in the characteristic is that the conditions for the joint operation of the turbojet engine elements are determined by the work area (shaded area). Here mg is a small gas; m - maximum mode; ek - economy mode. Use of a workspace instead of a workline (e.g. regulatory law
Figure 00000016
) allows for the same changes in rods to have a narrower range of changes in the reduced compressor speed (
Figure 00000017
Figure 00000018
), which naturally solves the problem of compressor stability in the turbojet engine.

На фиг. 5 изображена таблица, в которой представлены основные расчетные данные силовой установки (фиг. 1).In FIG. 5 shows a table in which the main design data of the power plant are presented (Fig. 1).

Авиационная стехиометрическая силовая установка может быть использована при создании самолетов: разведчиков, перехватчиков, разгонщиков.Aviation stoichiometric power plant can be used to create airplanes: scouts, interceptors, racers.

Claims (11)

1. Авиационная стехиометрическая силовая установка, состоящая из входного устройства, турбокомпрессора с отбором воздуха за компрессором для охлаждения лопаток турбины, имеющего степень повышения давления в компрессоре не более четырех, одну ступень турбины, выходного устройства, отличающаяся тем, что воздух охлаждается в воздухо-воздушном радиаторе, разделительной поверхностью которого является обшивка летательного аппарата, под которой размещены воздушные каналы, объединенные входным и выходным ресиверами, к которым подводится и отводится воздух, ресиверы соединены между собой нагнетателем, который перекачивает часть воздуха из выходного ресивера во входной ресивер, на выходе из выходного ресивера установлен смеситель.1. Aviation stoichiometric power plant, consisting of an input device, a turbocompressor with air extraction behind the compressor for cooling the turbine blades, having a degree of pressure increase in the compressor of not more than four, one stage of the turbine, an output device, characterized in that the air is cooled in air-air a radiator, the dividing surface of which is the skin of the aircraft, under which the air channels are located, combined by input and output receivers, to which air is drawn in, the receivers are interconnected by a supercharger, which pumps part of the air from the output receiver to the input receiver, and a mixer is installed at the outlet of the output receiver. 2. Авиационная стехиометрическая силовая установка по п. 1, отличающаяся тем, что рабочие лопатки турбины монокристаллические.2. Aviation stoichiometric power plant according to claim 1, characterized in that the turbine rotor blades are single-crystal. 3. Авиационная стехиометрическая силовая установка по п. 1, отличающаяся тем, что сопловые аппараты турбины керамические.3. Aviation stoichiometric power plant according to claim 1, characterized in that the nozzle apparatus of the turbine is ceramic. 4. Авиационная стехиометрическая силовая установка по п. 1, отличающаяся тем, что в качестве обшивки летательного аппарата используется обшивка крыла.4. Aviation stoichiometric power plant according to claim 1, characterized in that the wing skin is used as the skin of the aircraft. 5. Авиационная стехиометрическая силовая установка по п. 1, отличающаяся тем, что в качестве нагнетателя используется центробежный нагнетатель.5. Aviation stoichiometric power plant according to claim 1, characterized in that a centrifugal supercharger is used as a supercharger. 6. Авиационная стехиометрическая силовая установка по п. 1, отличающаяся тем, что на скоростях полета более трех чисел Маха в смеситель подается вода.6. Aviation stoichiometric power plant according to claim 1, characterized in that at speeds of more than three Mach numbers, water is supplied to the mixer. 7. Способ регулирования авиационной стехиометрической силовой установки, состоящей из входного устройства, турбокомпрессора с отбором воздуха за компрессором для охлаждения лопаток турбины, имеющего степень повышения давления в компрессоре не более четырех, одну ступень турбины, выходного устройства, воздухо-воздушного радиатора, разделительной поверхностью которого является обшивка летательного аппарата, под которой размещены воздушные каналы, объединенные входным и выходным ресиверами, к которым подводится и отводится воздух, ресиверы соединены между собой нагнетателем, который перекачивает часть воздуха из выходного ресивера во входной ресивер, на выходе из выходного ресивера установлен смеситель, заключающийся в том, что приведенная частота вращения компрессора поддерживается постоянной во всем эксплуатационном диапазоне высот и скоростей полета летательного аппарата.7. A method for controlling an aviation stoichiometric power plant, consisting of an input device, a turbocompressor with air sampling behind the compressor for cooling turbine blades, having a pressure increase in the compressor of not more than four, one stage of the turbine, output device, air-to-air radiator, the dividing surface of which is the casing of the aircraft, under which there are air channels combined by inlet and outlet receivers, to which air is supplied and discharged, the ivers are interconnected by a supercharger that pumps part of the air from the output receiver to the input receiver, a mixer is installed at the output of the output receiver, namely, the reduced compressor speed is kept constant throughout the operational range of aircraft altitudes and flight speeds. 8. Способ регулирования авиационной стехиометрической силовой установки по п. 7, отличающийся тем, что максимальная температура газа перед турбиной ограничена температурой 2400 К.8. The method for regulating an aviation stoichiometric power plant according to claim 7, characterized in that the maximum gas temperature in front of the turbine is limited to a temperature of 2400 K. 9. Способ регулирования авиационной стехиометрической силовой установки по п. 7, отличающийся тем, что максимальная температура лопаток турбины ограничена их прочностью.9. The method for regulating an aviation stoichiometric power plant according to claim 7, characterized in that the maximum temperature of the turbine blades is limited by their strength. 10. Способ регулирования авиационной стехиометрической силовой установки по п. 7, отличающийся тем, что максимальная физическая частота вращения турбокомпрессора ограничена его прочностью.10. The method for regulating an aviation stoichiometric power plant according to claim 7, characterized in that the maximum physical frequency of rotation of the turbocharger is limited by its strength. 11. Способ регулирования авиационной стехиометрической силовой установки по п. 7, отличающийся тем, что перепад давлений в турбине изменяется в зависимости от режима работы турбокомпрессора.11. The method of regulating an aviation stoichiometric power plant according to claim 7, characterized in that the pressure drop in the turbine varies depending on the operating mode of the turbocharger.
RU2016107922A 2016-03-03 2016-03-03 Aircraft stoichiometric power plant and its regulation method RU2612482C1 (en)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2016107922A RU2612482C1 (en) 2016-03-03 2016-03-03 Aircraft stoichiometric power plant and its regulation method

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2016107922A RU2612482C1 (en) 2016-03-03 2016-03-03 Aircraft stoichiometric power plant and its regulation method

Publications (1)

Publication Number Publication Date
RU2612482C1 true RU2612482C1 (en) 2017-03-09

Family

ID=58459422

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2016107922A RU2612482C1 (en) 2016-03-03 2016-03-03 Aircraft stoichiometric power plant and its regulation method

Country Status (1)

Country Link
RU (1) RU2612482C1 (en)

Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
SU527087A1 (en) * 1974-06-03 1977-01-25 Московский Ордена Ленина Авиационный Институт Им.Серго Орджоникидзе Gas turbine installation
EP0743434A1 (en) * 1995-05-15 1996-11-20 Aerospatiale Societe Nationale Industrielle Precooling heat exchange arrangement integral with mounting structure fairing of gas turbine engine
RU2459967C1 (en) * 2011-04-05 2012-08-27 Открытое акционерное общество "Научно-производственное объединение "Сатурн" (ОАО "НПО "Сатурн") Double-flow gas turbine engine
RU2011107439A (en) * 2008-07-31 2012-09-10 Эйрбас Оперейшнс Гмбх (De) HEAT EXCHANGER MOUNTED ON THE AIRCRAFT COVERING AND ITS APPLICATION
CA2801518A1 (en) * 2012-01-10 2013-07-10 Hamilton Sundstrand Corporation Air recovery system for precooler heat-exchanger

Patent Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
SU527087A1 (en) * 1974-06-03 1977-01-25 Московский Ордена Ленина Авиационный Институт Им.Серго Орджоникидзе Gas turbine installation
EP0743434A1 (en) * 1995-05-15 1996-11-20 Aerospatiale Societe Nationale Industrielle Precooling heat exchange arrangement integral with mounting structure fairing of gas turbine engine
RU2011107439A (en) * 2008-07-31 2012-09-10 Эйрбас Оперейшнс Гмбх (De) HEAT EXCHANGER MOUNTED ON THE AIRCRAFT COVERING AND ITS APPLICATION
RU2459967C1 (en) * 2011-04-05 2012-08-27 Открытое акционерное общество "Научно-производственное объединение "Сатурн" (ОАО "НПО "Сатурн") Double-flow gas turbine engine
CA2801518A1 (en) * 2012-01-10 2013-07-10 Hamilton Sundstrand Corporation Air recovery system for precooler heat-exchanger

Similar Documents

Publication Publication Date Title
US20220018262A1 (en) Mechanically driven air vehicle thermal management device
US9422063B2 (en) Cooled cooling air system for a gas turbine
Jivraj et al. The scimitar precooled Mach 5 engine
US7089744B2 (en) Onboard supplemental power system at varying high altitudes
US7111462B2 (en) Onboard supplemental power system at varying high altitudes
US10260371B2 (en) Method and assembly for providing an anti-icing airflow
JP2017524092A (en) Jet engine cold air cooling system
CA2798257A1 (en) System and method for active clearance control
US10794330B2 (en) Gas turbine engine including a re-heat combustor and a shaft power transfer arrangement for transferring power between low and high pressure shafts
Rolt et al. Scale effects on conventional and intercooled turbofan engine performance
RU2661427C1 (en) Bypass turbojet engine
RU2612482C1 (en) Aircraft stoichiometric power plant and its regulation method
CN103726952B (en) Shunting gas-turbine unit
RU2616089C1 (en) Aircraft power plant and its regulation method
KR101865119B1 (en) Turbo charger system for high altitude unmanned aircraft
Zhao et al. Aero Engine Intercooling Optimization Using a Variable Flow Path
Kormann et al. An intercooled recuperative aero engine for regional jets
RU2645373C1 (en) Turbo-jet engine and control method thereof
Scharnhorst Characteristics of future military aircraft propulsion systems
Swe et al. Operational optimization of micro gas turbine engine for higher performance
Ćwik et al. Advantages of compressor downstream air partial bleed and supplying it downstream of the turbine in a turbojet engine
US11913377B2 (en) Environmental control systems
Burgett et al. Comparison of Vaneless Counter-Rotating Power Extraction Engines for UAV Propulsion
RU2616137C1 (en) Method for forcing a turboretactive engine
Kowalski et al. The advantages of using a bleed of air from behind the compressor and supplying it behind the turbine in an aircraft engine