RU2616089C1

RU2616089C1 - Aircraft power plant and its regulation method

Info

Publication number: RU2616089C1
Application number: RU2016106247A
Authority: RU
Inventors: Владимир Леонидович Письменный
Original assignee: Владимир Леонидович Письменный
Priority date: 2016-02-24
Filing date: 2016-02-24
Publication date: 2017-04-12

Abstract

FIELD: aviation.

SUBSTANCE: aircraft power plant consists of an input device (1), a turbocharger (2) with the air bleed compressor for the turbine blades cooling, an output device (3). The air is cooled in the air-to-air cooler (4), which has the dividing surface in the form of the aircraft cover, under which the air ducts combined with input (5) and output (6) receivers to which the air is supplied and discharged are placed. Receivers (5, 6) are interconnected by a supercharger (7), which pumps a part of the air from the output (6) receiver to the input (5) receiver.

EFFECT: invention improves flight performance and the cnical characteristics of the aircraft.

13 cl, 5 dwg

Description

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

Наибольшая газодинамическая эффективность воздушно-реактивного двигателя (ВРД) достигается при максимальных коэффициентах расхода воздуха K_G, представляющих собой отношение действительного расхода воздуха к теоретически возможному.The highest gas-dynamic efficiency of an air-jet engine (WFD) is achieved at maximum air flow rates K _G , which is the ratio of the actual air flow to the theoretically possible.

Данное положение является следствием второго закона механики, определяющего тягу ВРД как произведение расхода газа на разность скоростей истечения газа из сопла и полета: R_дв≈G_г⋅(W_c-V_п). Из этого следует, что одну и ту же тягу ВРД при V_п=const можно получить двумя способами: либо за счет расхода газа G_г - «холодное» форсирование ВРД, либо за счет скорости его истечения W_с - «горячее» форсирование ВРД.This situation is the result of the second law of mechanics, determining WFD cravings as the product gas flow rate difference in the gas outflow velocity from the nozzle and the flight: R _dd ≈G _g⋅ (W _c -V _n). From this it follows that the same thrust of the WFD at V _p = const can be obtained in two ways: either due to the gas flow rate G _g - “cold” forcing of the WFD, or due to the speed of its outflow W _s - “hot” forcing of the WFD.

«Холодное» форсирование ВРД как способ повышения тяги эффективней, чем «горячее» по причинам: а) отсутствует ограничение по тяге двигателя (теоретически расход газа можно сделать сколь угодно большим, температуру - нет); б) при той же тяге подогрев газа при «холодном» форсировании всегда ниже, чем при «горячем», а значит, меньше теплоты уходит в окружающую среду - выше газодинамическая эффективность (общий кпд) двигателя.“Cold” boosting the WFD as a way to increase traction is more effective than “hot” for reasons: a) there is no restriction on engine thrust (theoretically, gas flow can be made arbitrarily large, the temperature can not be); b) with the same thrust, gas heating during “cold” forcing is always lower than with “hot”, which means that less heat goes into the environment - higher gas-dynamic efficiency (overall efficiency) of the engine.

«Горячее» и «холодное» форсирование тяги (мощности) ВРД как способы не являются самостоятельными - это две составных части одного и того же принципа получения реактивной силы, поэтому, увеличивая долю одного из способов в тяге (мощности) ВРД, мы снижаем долю другого, и наоборот. При этом, чем выше доля «холодного» форсирования в тяге (мощности) ВРД, тем выше газодинамическая эффективность двигателя в целом. Этот факт следует рассматривать как общее положение теории ВРД.“Hot” and “cold” boosting the thrust (power) of the WFD as methods are not independent - these are two components of the same principle of obtaining reactive force, therefore, by increasing the share of one of the methods in the thrust (power) of the WFD, we reduce the share of the other , and vice versa. Moreover, the higher the share of “cold” boost in the thrust (power) of the engine, the higher the gas-dynamic efficiency of the engine as a whole. This fact should be considered as a general position of the theory of the WFD.

Показателем доли «холодного» форсирования в тяге (мощности) ТРД является коэффициент расхода воздуха K_G=const⋅q(λ_вк), где q(λ_вк) - плотность тока на входе в компрессор.An indicator of the share of “cold” boost in the thrust (power) of a turbojet engine is the air flow coefficient K _G = const⋅q (λ _VK ), where q (λ _VK ) is the current density at the compressor inlet.

Целью изобретения является оптимизация летно-технических характеристик ТРД сверхзвуковых маневренных летательных аппаратов.The aim of the invention is to optimize the flight performance of turbojet engines of supersonic maneuverable aircraft.

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).Power aircraft installations are known, 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 .: MAI Publishing House, 2003 , p. 18, fig. 1.1).

Для улучшения летно-технических характеристик ТРД подогрев газа (отношение температуры газа перед турбиной к температуре наружного воздуха) и степень повышения давления воздуха (отношение давления газа за компрессором к давлению наружного воздуха) увеличивают (там же, с. 29, рис. 1.11). Лопатки ТРД делают из жаропрочных сплавов (монокристаллические лопатки), охлаждают воздухом (П.К. Казанджан, Н.Д.Тихонов, А.К. Янко. Теория авиационных двигателей. М.: Машиностроение, 1983, с. 1884-193). При этом эффективность охлаждения зависит от температуры и расхода охлаждающего воздуха, который 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 (the ratio of the gas temperature in front of the turbine to the temperature of the outside air) and the degree of increase in air pressure (the ratio of the gas pressure behind the compressor to the pressure of the outside air) are increased (ibid., P. 29, Fig. 1.11). The turbojet blades are made of heat-resistant alloys (single-crystal blades), cooled by air (P.K. Kazanjan, N.D. Tikhonov, A.K. Yanko. Theory of aircraft engines. M: Engineering, 1983, p. 1884-193). Moreover, the cooling efficiency depends on the temperature and flow rate of cooling air, 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).Heat exchangers are used to lower the temperature of cooling air in turbojet engines (Theory, Design and Design of Aircraft Engines and Power Plants. Edited by V.A. Sosunov, V.M. Chepkina - M .: MAI Publishing House, 2003, p. 656 , Fig. 22.1).

Температура газа перед турбиной современных ТРД достигает 2000 К, лопаток - 1250 K. При температуре газа 2400 K начинается диссоциация продуктов сгорания. В связи с этим температуру 2400 K можно рассматривать как предельную для ТРД с точки зрения целесообразности ее дальнейшего повышения (увеличиваются потери теплоты).The gas temperature in front of the turbine of modern turbojet engines reaches 2000 K, the blades - 1250 K. At a gas temperature of 2400 K, the dissociation of combustion products begins. In this regard, the temperature of 2400 K can be considered as the limiting one for the turbojet engine from the point of view of the expediency of its further increase (heat losses increase).

Указанная температура реализуется, если в состав силовой установки, состоящей из входного устройства, турбокомпрессора с отбором воздуха для охлаждения лопаток 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. The indicated temperature is realized if an air-air radiator is added to the power plant consisting of an input device, a turbocompressor with air intake for cooling the turbine blades, and an output device, the dividing surface of which is the skin of an aircraft, for example, a wing under which air channels are located. 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.

Предпочтительно иметь:It is preferable to have:

степень повышения давления в компрессоре 20÷25;the degree of pressure increase in the compressor 20 ÷ 25;

двухступенчатую турбину;two-stage turbine;

керамические сопловые аппараты;ceramic nozzle devices;

центробежный нагнетатель.centrifugal supercharger.

Сущность изобретения заключается в том, что интеграция турбореактивного двигателя с планером летательного аппарата позволяет за счет хладоресурса атмосферы, который практически не ограничен, повысить температуру газа перед турбиной двигателя до 2400 K и более.The essence of the invention lies in the fact that the integration of a turbojet engine with a glider of an aircraft allows, due to the cold resource of the atmosphere, which is practically unlimited, to increase the gas temperature in front of the engine turbine to 2400 K and more.

Однако для достижения поставленной цели этого недостаточно. В ТРД, наряду с высокой температурой газа, необходимо реализовать максимальные коэффициенты расхода воздуха K_G.However, to achieve this goal this is not enough. In turbojet engines, along with a high gas temperature, it is necessary to realize the maximum air flow coefficients K _G.

Чтобы K_G в ТРД были максимальными, необходимо поддерживать максимальную плотность тока на входе в компрессор

, где

. Откуда,

. Здесь

- относительная приведенная частота вращения компрессора;

- относительная физическая частота вращения компрессора.In order to maximize K _G in the turbojet engine, it is necessary to maintain the maximum current density at the compressor inlet

where

. From where

. Here

- relative reduced speed of the compressor;

- relative physical speed of the compressor.

Исходя из этого правила, основным принципом регулирования ТРД должно являться поддержание максимально-возможной приведенной частоты вращения компрессора во всех возможных условиях работы двигателя.Based on this rule, the main principle of regulation of the turbojet engine should be to maintain the maximum possible reduced speed of the compressor in all possible engine operating conditions.

Основной принцип регулирования ТРД реализуется посредствам способа (закона) регулирования ТРД, заключающегося в поддержании постоянной приведенной частоты вращения компрессора (

) 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; физической частоте вращения турбокомпрессора

; максимальному перепаду давлений на турбине πт_max; минимальному запасу устойчивости компрессора ΔКу_min.The main principle of regulation of the turbojet engine is implemented through the method (law) of regulating the turbojet engine, which consists in maintaining a constant reduced speed of the compressor (

) 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; temperature of the compressor blades Tlk; turbocharger physical speed

; the maximum pressure drop across the turbine πt _max ; minimum margin of compressor stability ΔКу _min .

Закон регулирования ТРД

не является новым: используется как ограничитель максимального значения приведенной частоты вращения компрессора 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

is not new: it is used as a limiter of the maximum value of the reduced compressor speed 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 повышение температуры газа перед турбиной до 2400 K и более, которое стало возможным в результате включения в состав авиационной силовой установки воздухо-воздушного радиатора, позволяет использовать закон регулирования ТРД

в новых условиях (сверхзвуковые скорости полета) по новому назначению (повышение экономичности и форсирование тяги двигателя). На фиг. 1 изображена авиационная силовая установка; на фиг. 2 изображены дроссельные характеристики ТРД; на фиг. 3 изображены скоростные характеристики ТРД; на фиг. 4 изображена характеристика компрессора в системе ТРД; на фиг. 5 изображена сравнительная таблица.The essence of the invention lies in the fact that the increase in gas temperature in front of the turbine to 2400 K or more, which became possible as a result of the inclusion of an air-air radiator in the aircraft power plant, allows the use of the law of regulation of turbojet engines

in new conditions (supersonic flight speeds) for a new purpose (increasing efficiency and boosting engine thrust). In FIG. 1 shows an aircraft power plant; in FIG. 2 shows the throttle characteristics of the turbojet engine; in FIG. 3 shows the speed characteristics of the turbojet engine; in FIG. 4 shows a characteristic of a compressor in a turbofan engine system; in FIG. 5 shows a comparison table.

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 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.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 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.

Работа авиационной силовой установки не отличается от работы одноконтурного одновального ТРД за исключением того, что воздух, забираемый за компрессором для охлаждения лопаток турбины, охлаждается в воздухо-воздушном радиаторе 4.The operation of an aircraft power plant does not differ from the operation of a single-circuit 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.

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. 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 неком минимальном уровне, зависящем от доли воздуха, перепускаемого через нагнетатель (так называемый коэффициент циркуляции воздуха - отношение расхода воздуха, проходящего через нагнетатель, к расходу воздуха, проходящему через воздушный канал, расположенный под обшивкой крыла).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. 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 is the ratio of the air flow through the supercharger to the air flow through the air duct located under the wing casing )

Исследования показывают, что при коэффициентах циркуляции воздуха более 0,9 температура охлажденного воздуха приближается к температуре обшивки летательного аппарата (разница в температурах 20÷30 град).Studies show that with air circulation coefficients of more than 0.9, the temperature of the chilled air approaches the temperature of the skin of the aircraft (the difference in temperature is 20-30 degrees).

Исследования также показывают, что энергетические возможности воздухо-воздушного радиатора достаточны (при необходимости их можно увеличить за счет тех же размеров, например, фюзеляжа) для охлаждения как минимум двух венцов турбины до температуры менее 1200 К при температуре газа перед турбиной не менее 2400 K и скоростях полета летательного аппарата до трех чисел Маха. С целью экономии охлаждающего воздуха сопловые аппараты следует делать керамическими.Studies also show that the energy capabilities of an air-air radiator are sufficient (if necessary, they can be increased due to the same dimensions, for example, the fuselage) for cooling at least two turbine crowns to a temperature of less than 1200 K at a gas temperature in front of the turbine of at least 2400 K and aircraft flight speeds of up to three Mach numbers. In order to save cooling air, nozzle units should be made ceramic.

Двигатель регулируется по закону

с ограничениями, гарантирующими безопасность его эксплуатации.Engine regulated by law

with restrictions guaranteeing the safety of its operation.

Ниже приводятся летно-технические характеристики силовой установки (фиг. 1) с исходными данными: взлетная тяга R_o=20000 кгс; исходная степень повышения давления в компрессоре π_ко=25; температура газа перед турбиной на взлетном режиме Т_го ^*=2300 K; максимальная температура газа Т_г*=2400 K; минимальный перепад давлений в турбине πт_min=3; максимальный перепад давлений в турбине πт_max=4,4; кпд элементов двигателя - стандартные; потери давления во входном устройстве - стандартные; отбор воздуха на охлаждение 12%; коэффициент циркуляции воздуха в радиаторе - 0,9; коэффициент интенсивности охлаждения в радиаторе - 0,5, в лопатках турбины - 0,7; камера сгорания двухзоновая.Below are the flight technical characteristics of the power plant (Fig. 1) with the initial data: take-off thrust R _o = 20,000 kgf; the initial degree of pressure increase in the compressor π _to = 25; gas temperature in front of the turbine during take-off operation Т _go ^* = 2300 K; maximum gas temperature T _g * = 2400 K; minimum pressure drop in the turbine πt _min = 3; maximum pressure drop in the turbine πt _max = 4.4; efficiency of engine elements - standard; pressure losses in the input device are standard; air sampling for cooling 12%; air circulation coefficient in the radiator - 0.9; coefficient of cooling intensity in the radiator - 0.5, in the turbine blades - 0.7; dual-zone combustion chamber.

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

; максимальный (м) и форсированный (ф) режимы соответствуют

. Режимы от малого газа до максимального реализуются при раскрытом сопле (πт_max), форсированный режим - при закрытом сопле (πт_min). Экономичным режимом (эк) является режим

.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 compressor

; maximum (m) and forced (f) modes correspond

. Modes from small gas to maximum are realized with the nozzle open (πt _max ), forced mode - with the nozzle closed (πt _min ). The economical mode (EC) is the mode

.

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

, Т_г ^*, πт, Т_к ^*, Тлт, для высоты полета Н=15 км. До скорости М=2,1 приведенная частота вращения

поддерживается постоянной: сначала за счет температуры Т_г ^* (до М=1,5), затем - за счет πт; физическая частота вращения

увеличивается пропорционально

. На скоростях М=2,1÷2,6 частота вращения

снижается из-за недостатка мощности турбины (Т_г ^*=const, πт=const). На скорости М=2,6 температура воздуха за компрессором Т_к ^* достигает 1200 K, что является пределом для лопаток компрессора. Чтобы не перегреть компрессор температура Т_г ^* снижают, что уменьшает мощность турбины, в результате чего частота вращения п снижается еще более интенсивно, чем при Т_г ^*=const, πт=const. На скорости М=2,8 в результате падения коэффициента расхода воздуха K_G до 0,42 коэффициент тяги C_R снижается до 2,0. Общий кпд двигателя η_о на скорости полета М=2,8 составляет 0,45. Температура лопаток турбины Тлт на всех скоростях полета остается менее 1200 K.In FIG. 3 presents speed characteristics, including adjustable parameters:

, T _g ^* , πt, T _k ^* , Tlt, for the flight altitude H = 15 km. Up to speed M = 2.1 reduced speed

maintained constant: first, due to the temperature T _g ^* (up to M = 1.5), then - due to πt; physical speed

increases proportionally

. At speeds M = 2.1 ÷ 2.6, the rotation frequency

decreases due to lack of turbine power (T _g ^* = const, πt = const). At a speed of M = 2.6, the air temperature behind the compressor T _k ^* reaches 1200 K, which is the limit for compressor blades. In order not to overheat the compressor, the temperature T _g ^{* is} reduced, which reduces the turbine power, as a result of which the rotational speed n decreases even more intensively than at T _g ^* = const, πt = const. At a speed of M = 2.8, as a result of a drop in the air flow coefficient K _G to 0.42, the thrust coefficient C _R decreases to 2.0. The total engine efficiency η _about at a flight speed of M = 2.8 is 0.45. The temperature of the TLT turbine blades at all flight speeds remains less than 1200 K.

Критичным элементом силовой установки, ограничивающим ее возможности по достижению максимальных скоростей полета, является компрессор (температура лопаток последних ступеней). В связи с этим проблема охлаждения лопаток компрессора становится актуальной.The critical element of the power plant, limiting its ability to achieve maximum flight speeds, is the compressor (the temperature of the blades of the last stages). In this regard, the problem of cooling the compressor blades becomes relevant.

На фиг. 4 представлена характеристика компрессора в системе ТРД. Новым в этой характеристике является рабочая область компрессора (затененная область). Рабочая область компрессора - это совокупность рабочих линий. Рабочая линия - это совокупность рабочих точек компрессора при πт=const. Использование рабочей области вместо рабочей линии позволяет при тех же изменениях тяги иметь более узкий диапазон изменения приведенной частоты вращения компрессора (

), что решает проблему устойчивости компрессора естественным образом (исключаются условия появления неустойчивой работы).In FIG. 4 shows the characteristics of the compressor in the turbofan engine. New in this feature is the compressor's working area (shaded area). The compressor working area is a collection of working lines. The working line is a set of compressor operating points at πt = const. Using the working area instead of the working line allows for the same thrust changes to have a narrower range of changes in the reduced compressor speed (

), which solves the compressor stability problem in a natural way (the conditions for the appearance of unstable operation are excluded).

На фиг. 5 изображена таблица, в которой представлены данные двухконтурного турбореактивного двигателя (ТРДДФ) пятого поколения F-135 PW-100 и силовой установки. Из представленных данных следует, что силовая установка по всем показателям качественно превосходит двигатель F-135, который считается лучшим в своем классе. Это означает, что время ТРДДФ фактически закончилось: их место должны занять одновальные высокотемпературные ТРД с регулируемой турбиной. Многовальные ТРД (ТРДФ, ТРДДФ) как газодинамическая схема бесперспективны. Наличие двух и более турбин делает невозможным их регулирование путем изменения πт, а значит, в этих двигателях нельзя реализовать основной принцип регулирования ТРД: поддержание максимально-возможной приведенной частоты вращения компрессора во всех возможных условиях работы двигателя.In FIG. 5 is a table showing the data of a fifth-generation turbofan engine (turbofan) fifth generation F-135 PW-100 and power plant. From the data presented it follows that the power plant in all respects is qualitatively superior to the F-135 engine, which is considered the best in its class. This means that the time of the turbofan engine has actually ended: they should be replaced by single-shaft high-temperature turbofan engines with an adjustable turbine. Multiple turbojet engines (turbofan engines, turbofan engines) as a gas-dynamic scheme are unpromising. The presence of two or more turbines makes it impossible to regulate them by changing πt, which means that in these engines it is impossible to implement the main principle of regulation of turbojet engines: maintaining the maximum possible reduced compressor speed in all possible engine operating conditions.

Авиационная силовая установка позволяет улучшить тяговые, экономические и весовые характеристики сверхзвуковых маневренных летательных аппаратов.Aircraft power plant allows to improve traction, economic and weight characteristics of supersonic maneuverable aircraft.

Claims

1. Aircraft power plant, consisting of an input device, a turbocharger with air extraction behind the compressor for cooling the turbine blades, an output device, characterized in that the air is cooled in the air-air radiator, the dividing surface of which is the skin of the aircraft, under which the air channels are located combined by inlet and outlet receivers to which air is supplied and discharged, the receivers are interconnected by a supercharger that pumps some of the air from the outlet a receiver in the input receiver.

2. The aircraft power plant according to claim 1, characterized in that the maximum gas temperature in front of the turbine is 2400 K.

3. The aircraft power plant according to claim 1, characterized in that the degree of pressure increase in the compressor 20 ... 25.

4. Aircraft power plant according to claim 1, characterized in that the turbine consists of two stages.

5. Aircraft power plant according to claim 1, characterized in that the turbine blades are single-crystal.

6. Aircraft power plant according to claim 1, characterized in that the nozzle apparatus of the turbine is ceramic.

7. The aircraft power plant according to claim 1, characterized in that the wing skin is used as the skin of the aircraft.

8. Aircraft power plant according to claim 1, characterized in that a centrifugal supercharger is used as a supercharger.

9. The method of regulating an aircraft power plant, consisting of an input device, a turbocompressor with air sampling behind the compressor for cooling the turbine blades, an output device, an air-air radiator, the dividing surface of which is the skin of the aircraft, under which there are air channels connected by the input and output receivers to which

air is discharged, the receivers are interconnected by a supercharger, which pumps part of the air from the output receiver to the inlet receiver, which consists in the fact that the reduced compressor speed is kept constant over the entire operational range of altitudes and flight speeds of the aircraft.

10. The method of regulating an aircraft power plant according to claim 9, characterized in that the maximum gas temperature in front of the turbine is 2400 K.

11. The method of regulating an aircraft power plant according to claim 9, characterized in that the maximum temperature of the turbine blades is limited by their strength.

12. The method of controlling an aircraft power plant according to claim 9, characterized in that the maximum physical speed of the turbocharger is limited by the strength of the turbocharger.

13. The method of regulating an aircraft power plant according to claim 9, characterized in that the pressure drop in the turbine varies from minimum to maximum.