RU2661427C1 - Двухконтурный турбореактивный двигатель - Google Patents
Двухконтурный турбореактивный двигатель Download PDFInfo
- Publication number
- RU2661427C1 RU2661427C1 RU2017124316A RU2017124316A RU2661427C1 RU 2661427 C1 RU2661427 C1 RU 2661427C1 RU 2017124316 A RU2017124316 A RU 2017124316A RU 2017124316 A RU2017124316 A RU 2017124316A RU 2661427 C1 RU2661427 C1 RU 2661427C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- heat exchanger
- circuit
- engine
- air
- internal circuit
- Prior art date
Links
- 238000001816 cooling Methods 0.000 claims abstract description 8
- 238000002485 combustion reaction Methods 0.000 claims abstract description 6
- 239000000446 fuel Substances 0.000 abstract description 6
- 230000000694 effects Effects 0.000 abstract description 3
- 230000000740 bleeding effect Effects 0.000 abstract 1
- 239000000126 substance Substances 0.000 abstract 1
- 239000007789 gas Substances 0.000 description 21
- 230000006835 compression Effects 0.000 description 6
- 238000007906 compression Methods 0.000 description 6
- 230000007423 decrease Effects 0.000 description 4
- 238000011084 recovery Methods 0.000 description 2
- 238000005070 sampling Methods 0.000 description 2
- 230000003068 static effect Effects 0.000 description 2
- 238000013459 approach Methods 0.000 description 1
- 238000005265 energy consumption Methods 0.000 description 1
- 238000004519 manufacturing process Methods 0.000 description 1
- 238000011089 mechanical engineering Methods 0.000 description 1
- 238000000034 method Methods 0.000 description 1
- 239000000203 mixture Substances 0.000 description 1
- 230000001960 triggered effect Effects 0.000 description 1
Images
Classifications
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
- F02K—JET-PROPULSION PLANTS
- F02K3/00—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan
- F02K3/02—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan in which part of the working fluid by-passes the turbine and combustion chamber
- F02K3/04—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan in which part of the working fluid by-passes the turbine and combustion chamber the plant including ducted fans, i.e. fans with high volume, low pressure outputs, for augmenting the jet thrust, e.g. of double-flow type
- F02K3/06—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan in which part of the working fluid by-passes the turbine and combustion chamber the plant including ducted fans, i.e. fans with high volume, low pressure outputs, for augmenting the jet thrust, e.g. of double-flow type with front fan
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Combustion & Propulsion (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Engine Equipment That Uses Special Cycles (AREA)
Abstract
Двухконтурный турбореактивный двигатель содержит входное устройство, вентилятор, внутренний контур, внешний контур, сужающееся сопло. Внутри внутреннего контура расположены компрессор с отбором воздуха для охлаждения турбины, камера сгорания, турбины. Внутри внешнего контура расположен теплообменник, в котором циркулирует воздух, поступающий из смесителя. В смесителе смешиваются воздух, поступающий из компрессора, и воздух, поступающий из теплообменника. Двигатель снабжен теплообменником, который является продолжением внутреннего контура, расположен внутри внешнего контура - за первым теплообменником и соединяет через выхлопные патрубки внутренний контур с атмосферой. Использование выхлопных патрубков позволяет понизить давление газа за турбинами до минимально возможного (меньше атмосферного) и тем самым повысить удельную работу турбин, что позволяет уменьшить расход воздуха (топлива) через внутренний контур - повысить экономичность двигателя. 3 з.п. ф-лы, 6 ил.
Description
Изобретение относится к авиадвигателестроению.
Основным трендом для двухконтурных турбореактивных двигателей (ТРДД) является повышение их экономичности. Достигается это повышением полетного и эффективного к.п.д.
Крейсерскими условиями полета для ТРДД являются: высота - 10 км, скорость - 0,8 чисел Маха. Потребными тягами ТРДД в условиях крейсерского полета являются R=3000÷7000 кгс.
Полетный к.п.д. воздушно-реактивного двигателя может быть выражен через удельную тягу двигателя (Теория и расчет воздушно-реактивных двигателей / Под ред. С.М. Шляхтенко - М.: Машиностроение, 1987, с. 50)
где Vп - скорость полета;
Rуд=R/Gв - удельная тяга двигателя.
Принимая во внимание, что расход воздуха через двигатель для заданных условий полета определяется как Gв≈const⋅d2, получаем
где d - диаметр вентилятора.
На фиг. 1 показаны полетные к.п.д. ТРДД в условиях крейсерского полета в зависимости от тяги двигателя и диаметра вентилятора. Видно, что при заданной тяге R полетный к.п.д. ТРДД можно повысить только путем увеличения диаметра вентилятора d. В настоящее время диаметры вентиляторов ТРДД достигли своих физических пределов ~ 3 м, а это значит, что возможности повышения полетного к.п.д. практически исчерпаны.
В этих условиях единственный путь повышения экономичности ТРДД - это повышение эффективного к.п.д. ТРДД.
Целью изобретения является повышение экономичности ТРДД.
Известен двухконтурный турбореактивный двигатель, состоящий из входного устройства, вентилятора, внутреннего контура, внутри которого расположены: компрессор с отбором воздуха для охлаждения турбины, камера сгорания, турбины; внешнего контура, внутри которого расположен теплообменник, в котором циркулирует воздух, поступающий из смесителя, в котором смешиваются воздух, поступающий из компрессора, и воздух, поступающий из теплообменника, сужающееся сопло (патент RU 2617026 С1, 2017 г).
Известны турбовинтовые газотурбинные двигатели с регенерацией тепла (Теория и расчет воздушно-реактивных двигателей / Под ред. С.М. Шляхтенко - М.: Машиностроение, 1987, с. 354, рис. 11.3).
Известны турбовальные газотурбинные двигатели, у которых за свободной турбиной устанавливается диффузорный патрубок, который позволяет повышать перепад давлений на свободной турбине больше, чем располагаемый перепад давлений (Нечаев Ю.Н., Федоров P.M. Теория авиационных газотурбинных двигателей. Ч.2. М.: Машиностроение, 1978, с. 268, рис. 19.2).
Поставленная цель достигается тем, что двухконтурный турбореактивный двигатель, состоящий из входного устройства, вентилятора, внутреннего контура, внутри которого расположены: компрессор с отбором воздуха для охлаждения турбины, камера сгорания, турбины; внешнего контура, внутри которого расположен теплообменник, внутри которого циркулирует воздух, поступающий из смесителя, в котором смешиваются воздух, поступающий из компрессора, и воздух, поступающий из теплообменника, снабжен теплообменником, который является продолжением внутреннего контура, расположен внутри внешнего контура - за первым теплообменником, соединяет через выхлопные патрубки внутренний контур с атмосферой.
Сущность изобретения заключается в том, что использование первого теплообменника позволяет повысить температуру газа перед турбиной ТРДД, а использование второго теплообменника - понизить температуру выхлопных газов, что в соответствии со вторым законом термодинамики означает повышение термического (эффективного) к.п.д. цикла тепловой машины (ТРДД).
Рабочие параметры ТРДД предпочтительно иметь предельно высокими: температура газа пред турбиной более 2300 К; суммарная степень повышения давления воздуха более 40. Диаметр вентилятора - более 2,5 метра.
На фиг. 1 показана зависимость полетного к.п.д. ТРДД от тяги двигателя и диаметра вентилятора;
на фиг. 2 показан ТРДД;
на фиг. 3 показан термодинамический цикл ТРДД (внутренний контур);
на фиг. 4 показан термодинамический цикл ТРДД (наружный контур);
на фиг. 5 показана зависимость общего к.п.д. ТРДД от тяги двигателя и диаметра вентилятора;
на фиг. 6 показана зависимость удельного расхода топлива ТРДД от тяги двигателя и диаметра вентилятора.
Двухконтурный ТРД (фиг. 2) состоит из входного устройства 1, вентилятора 2, внутреннего и внешнего контуров.
Во внутреннем контуре расположены: компрессоры 3, камера сгорания 4, турбины 5, выходные патрубки 6, состоящие из диффузорных каналов, которые одновременно являются внутренними каналами теплообменника 7. Внутренние каналы теплообменника 7 пересекают внешний контур и соединяют внутренний контур с атмосферой.
Внешний контур представляет собой кольцевой канал, заканчивающийся сужающимся соплом 8. Внутри внешнего контура расположены: теплообменник 9 (первый теплообменник) и теплообменник 7 (второй теплообменник). Внутренние каналы теплообменника 9 с одной стороны через смеситель 10 соединены с воздушной полостью за компрессорами 3, а с другой стороны - со смесителем 10 через центробежный нагнетатель 11 и воздушными каналами системы охлаждения турбин.
Работа двигателя не отличается от работы ТРДД с раздельными контурами за исключением работы системы охлаждения турбин и выходного устройства.
Работа системы охлаждения турбин осуществляется следующим образом. Горячий воздух отбирается за компрессором двигателя и подается в смеситель 10, и далее в теплообменник 9. Охлажденный в теплообменнике 9 воздух поступает в систему охлаждения турбин 5 и в центробежный нагнетатель 11, который нагнетает его в смеситель 10. В смесителе 10 охлажденный воздух перемешивается с горячим воздухом, поступающим из двигателя. В результате смешения температура горячего воздуха понижается. Образовавшаяся смесь поступает в теплообменник, и цикл повторяется. Снижение температуры воздуха будет продолжаться до тех пор, пока не будет достигнут тепловой баланс между теплом, поступающим в смеситель 10 от двигателя, и теплом, отводимым через теплообменник 9 во внешний контур.
Работа выходного устройства осуществляется следующим образом. В турбинах 5 срабатывается перепад давлений, превышающий располагаемый перепад давлений (отношение давления газа перед турбиной к атмосферному). В результате скорость газа за турбинами увеличивается, а статическое давление становится меньше атмосферного. В диффузорных каналах 6 газ тормозится до скорости, при которой его статическое давление становится равным атмосферному, после чего газ истекает в атмосферу.
Каналы 6, являющиеся внутренними каналами теплообменника 7, обдуваются воздухом внешнего контура, температура которого меньше температуры выхлопных газов. Между горячим газом и воздухом устанавливается тепловой поток, в результате чего температура выхлопных газов понижается, а температура воздуха повышается. Понижение температуры выхлопных газов снижает затраты энергии на их сжатие при торможении в каналах 6, а так же - тепловые потери с выхлопом. Повышение температуры воздуха увеличивает скорость истечения воздуха из сопла 8, которая, как известно, пропорциональна корню квадратному из указанной температуры.
На фиг. 3 показан термодинамический цикл ТРДД (внутренний контур) в Р-υ координатах. Здесь н-в - сжатие воздуха во входном устройстве и вентиляторе; в-к - сжатие воздуха в компрессорах; к-г - процесс подвода теплоты в камере сгорания; г-тк - расширение газа в турбинах привода компрессоров; тк-т - расширение газа в турбине привода вентилятора; т-с - сжатие газа в каналах выходного патрубка. Сжатие газа происходит с отводом тепла во внешний контур ТРДД (температура газа приближается к температуре воздуха наружного контура Тв * - точка с). Работа цикла внутреннего контура Lц1 (площадь н-к-г-т-с-н) увеличивается на величину затененной области.
На фиг. 4 показан термодинамический цикл ТРДД (внешний контур) в Р-υ координатах. Здесь н-в - сжатие воздуха во входном устройстве и вентиляторе; в-в' - подвод теплоты во внешний контур из внутреннего контура (через теплообменники); в'-с'- расширение газа в сопле внешнего контура (с подводом теплоты). В результате подвода теплоты из внутреннего контура во внешний появляется работа Lц2 (площадь н-в-в'-с'-н), которая в прототипе отсутствует.
Работа цикла ТРДД складывается из работ внутреннего и внешнего контуров: Lц=Lц1+m-Lц2, где m - степень двухконтурности ТРДД. Эффективный к.п.д. ТРДД определяется как отношение работы цикла к подведенной теплоте ηe=(Lц1+m⋅Lц2)/Q1.
Эффективный к.п.д. ТРДД увеличивается по отношению к прототипу тем больше, чем больше степень двухконтурности m и работа внешнего контура Lц2. Степень двухконтурности m тем больше, чем больше при прочих равных условиях температура газа перед турбиной, величина которой напрямую зависит от эффективности первого теплообменника, которая, в свою очередь, зависит от эффективности второго теплообменника - способности устранять негативные последствия от повышения температуры газа перед турбиной (преобразовывать энергию выхлопных газов в работу Lц2). Таким образом, совместная работа теплообменников повышает эффективность применения каждого из них - создает интегральный эффект, в результате которого эффективный к.п.д. ТРДД по отношению к прототипу максимально увеличивается.
Оценим газодинамические возможности ТРДД (фиг. 2)
Если допустить, что при достаточно больших значениях m величина m⋅Lц2, входящая в работу цикла Lц, становится равной потерям работы внутреннего контура, то цикл ТРДД может быть заменен эквивалентным циклом Брайтона (с той же степенью повышения давления), в котором потери отсутствуют. В этом случае эффективный к.п.д. цикла ТРДД будет равен термическому к.п.д. эквивалентного цикла Брайтона, т.е. , где к≈1,33.
Соответственно, общий к.п.д. ТРДД определится как
где q(λв) - плотность тока на входе в вентилятор,
σвx - коэффициент восстановления давления,
На фиг. 5 показаны значения общих к.п.д., полученные при π∑=45, q(λв)=0,85, σвх=0,98, в условиях крейсерского полета (Н=10 км, М=0,8).
Видно (фиг. 5), что в диапазоне тяг R=4000…6000 кгс (d<3 м) общий к.п.д. дозвукового ТРДД составляет 0,45…0,52, что соответствует удельным расходам топлива Суд=0,37…0,45 кг⋅ч/кгс (фиг. 6).
Двухконтурный турбореактивный двигатель может быть использован в гражданской и военно-транспортной авиации.
Если сравнить удельные расходы топлива (фиг. 6) с удельными расходами топлива лучших дозвуковых ТРДД (Trent 1000, GP7270, PW4460 и др.), то от реализации предлагаемого технического решения можно ожидать снижения расходов топлива в этом классе двигателей ~20…25%, что в стоимостном эквиваленте, учитывая налет самолетов гражданской и военно-транспортной авиации, составит миллиарды долларов в год.
Claims (4)
1. Двухконтурный турбореактивный двигатель, состоящий из входного устройства, вентилятора, внутреннего контура, внутри которого расположены: компрессор с отбором воздуха для охлаждения турбины, камера сгорания, турбины; внешнего контура, внутри которого расположен теплообменник, в котором циркулирует воздух, поступающий из смесителя, в котором смешиваются воздух, поступающий из компрессора, и воздух, поступающий из теплообменника, сужающееся сопло, отличающийся тем, что двигатель снабжен теплообменником, который является продолжением внутреннего контура, расположен внутри внешнего контура - за первым теплообменником, соединяет через выхлопные патрубки внутренний контур с атмосферой.
2. Двухконтурный турбореактивный двигатель по п. 1, отличающийся тем, что температура газа перед турбиной более 2300 К.
3. Двухконтурный турбореактивный двигатель по п. 1, отличающийся тем, что суммарная степень повышения давления воздуха более 40.
4. Двухконтурный турбореактивный двигатель по п. 1, отличающийся тем, что диаметр вентилятора более 2,5 м.
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2017124316A RU2661427C1 (ru) | 2017-07-07 | 2017-07-07 | Двухконтурный турбореактивный двигатель |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2017124316A RU2661427C1 (ru) | 2017-07-07 | 2017-07-07 | Двухконтурный турбореактивный двигатель |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2661427C1 true RU2661427C1 (ru) | 2018-07-16 |
Family
ID=62917215
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2017124316A RU2661427C1 (ru) | 2017-07-07 | 2017-07-07 | Двухконтурный турбореактивный двигатель |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU2661427C1 (ru) |
Cited By (4)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2701034C1 (ru) * | 2019-02-15 | 2019-09-24 | Владимир Леонидович Письменный | Двухконтурный турбореактивный двигатель |
RU2704435C1 (ru) * | 2019-02-28 | 2019-10-29 | Владимир Леонидович Письменный | Двухконтурная газотурбинная установка |
RU2723583C1 (ru) * | 2019-12-11 | 2020-06-17 | Владимир Леонидович Письменный | Двухконтурный турбореактивный двигатель с тепловым насосом |
RU208884U1 (ru) * | 2021-08-06 | 2022-01-19 | Владимир Леонидович Письменный | Двухконтурный турбореактивный двигатель |
Citations (6)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US4991394A (en) * | 1989-04-03 | 1991-02-12 | Allied-Signal Inc. | High performance turbine engine |
SU1747330A1 (ru) * | 1990-05-30 | 1992-07-15 | А.И.Резников 0)621.798.8(088.8) | Приспособление дл переноса банок |
RU82778U1 (ru) * | 2008-12-11 | 2009-05-10 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Московское машиностроительное производственное предприятие "САЛЮТ" (ФГУП "ММПП "САЛЮТ") | Газотурбинный привод с регенерацией тепла выхлопных газов |
RU2013139133A (ru) * | 2013-08-22 | 2015-02-27 | Борис Моисеевич Фортус | Авиационный бессопловой малошумный компрессорно-турбинный двигатель |
EP3032068A1 (en) * | 2014-12-12 | 2016-06-15 | United Technologies Corporation | Reverse core flow gas turbine engine |
RU2617026C1 (ru) * | 2015-12-09 | 2017-04-19 | Владимир Леонидович Письменный | Способ охлаждения двухконтурного турбореактивного двигателя |
-
2017
- 2017-07-07 RU RU2017124316A patent/RU2661427C1/ru active
Patent Citations (6)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US4991394A (en) * | 1989-04-03 | 1991-02-12 | Allied-Signal Inc. | High performance turbine engine |
SU1747330A1 (ru) * | 1990-05-30 | 1992-07-15 | А.И.Резников 0)621.798.8(088.8) | Приспособление дл переноса банок |
RU82778U1 (ru) * | 2008-12-11 | 2009-05-10 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Московское машиностроительное производственное предприятие "САЛЮТ" (ФГУП "ММПП "САЛЮТ") | Газотурбинный привод с регенерацией тепла выхлопных газов |
RU2013139133A (ru) * | 2013-08-22 | 2015-02-27 | Борис Моисеевич Фортус | Авиационный бессопловой малошумный компрессорно-турбинный двигатель |
EP3032068A1 (en) * | 2014-12-12 | 2016-06-15 | United Technologies Corporation | Reverse core flow gas turbine engine |
RU2617026C1 (ru) * | 2015-12-09 | 2017-04-19 | Владимир Леонидович Письменный | Способ охлаждения двухконтурного турбореактивного двигателя |
Cited By (4)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2701034C1 (ru) * | 2019-02-15 | 2019-09-24 | Владимир Леонидович Письменный | Двухконтурный турбореактивный двигатель |
RU2704435C1 (ru) * | 2019-02-28 | 2019-10-29 | Владимир Леонидович Письменный | Двухконтурная газотурбинная установка |
RU2723583C1 (ru) * | 2019-12-11 | 2020-06-17 | Владимир Леонидович Письменный | Двухконтурный турбореактивный двигатель с тепловым насосом |
RU208884U1 (ru) * | 2021-08-06 | 2022-01-19 | Владимир Леонидович Письменный | Двухконтурный турбореактивный двигатель |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
RU2661427C1 (ru) | Двухконтурный турбореактивный двигатель | |
US20200200086A1 (en) | High speed propulsion system with inlet cooling | |
US2748564A (en) | Intermittent combustion gas turbine engine | |
US10072572B2 (en) | Gas turbine engine | |
US5414992A (en) | Aircraft cooling method | |
US2464724A (en) | Gas turbine for driving airscrews | |
JP2017506719A (ja) | 部分的に回収される流路を有する動力発生システムおよび方法 | |
JP2005256840A (ja) | ガスタービンエンジンを運転するための方法及び装置 | |
US3740949A (en) | Fuel cooled ram air reaction propulsion engine | |
CN109236496A (zh) | 亚燃与超燃通道可切换的三动力组合发动机设计方法 | |
CN109538377A (zh) | 共用亚燃燃烧室的三动力组合发动机设计方法 | |
US3733826A (en) | Fuel cooled ram air reaction propulsion engine | |
CN111305952A (zh) | 一种基于外涵道加热的混合排气涡扇发动机推进系统 | |
RU2617026C1 (ru) | Способ охлаждения двухконтурного турбореактивного двигателя | |
US9995216B1 (en) | Disc turbine engine | |
RU2707105C2 (ru) | Турбореактивный двухконтурный двигатель | |
RU2675167C1 (ru) | Газотурбинная установка | |
RU2701034C1 (ru) | Двухконтурный турбореактивный двигатель | |
US3721093A (en) | Reaction propulsion engine with vaporized fuel driven turbine | |
RU2723583C1 (ru) | Двухконтурный турбореактивный двигатель с тепловым насосом | |
CN209369950U (zh) | 一种共用亚燃燃烧室的三动力组合发动机 | |
US2603948A (en) | Multistage gas turbine blade cooling with air in high-pressure turbine stages | |
Kormann et al. | An intercooled recuperative aero engine for regional jets | |
RU2179255C2 (ru) | Гиперзвуковой криогенный воздушно-реактивный двигатель | |
RU2669420C1 (ru) | Двухконтурный турбореактивный двигатель |