RU2665760C1 - Способ повышения реактивной тяги в турбореактивном двухконтурном двигателе и турбореактивный двухконтурный двигатель для его реализации - Google Patents
Способ повышения реактивной тяги в турбореактивном двухконтурном двигателе и турбореактивный двухконтурный двигатель для его реализации Download PDFInfo
- Publication number
- RU2665760C1 RU2665760C1 RU2017127408A RU2017127408A RU2665760C1 RU 2665760 C1 RU2665760 C1 RU 2665760C1 RU 2017127408 A RU2017127408 A RU 2017127408A RU 2017127408 A RU2017127408 A RU 2017127408A RU 2665760 C1 RU2665760 C1 RU 2665760C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- engine
- circuit
- flow path
- working fluid
- housing
- Prior art date
Links
Images
Classifications
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
- F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
- F01D1/00—Non-positive-displacement machines or engines, e.g. steam turbines
- F01D1/32—Non-positive-displacement machines or engines, e.g. steam turbines with pressure velocity transformation exclusively in rotor, e.g. the rotor rotating under the influence of jets issuing from the rotor, e.g. Heron turbines
-
- 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
- F02C3/00—Gas-turbine plants characterised by the use of combustion products as the working fluid
- F02C3/14—Gas-turbine plants characterised by the use of combustion products as the working fluid characterised by the arrangement of the combustion chamber in the plant
- F02C3/16—Gas-turbine plants characterised by the use of combustion products as the working fluid characterised by the arrangement of the combustion chamber in the plant the combustion chambers being formed at least partly in the turbine rotor or in an other rotating part of the plant
-
- 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
Abstract
Способ повышения реактивной тяги в турбореактивном двухконтурном двигателе включает подачу окислительного и горючего рабочего тела в проточный тракт первого контура, их смесеобразование, сгорание и последующее истечение из него продуктов сгорания с получением механической энергии для вращения вентилятора двигателя. Подают окислительное рабочее тело в проточный тракт второго контура. Истечение продуктов сгорания окислительного и горючего рабочего тела осуществляют через сопло двигателя с образованием импульса реактивной тяги. Переобогащенную смесь из окислительного и горючего рабочего тела подают в камеры сгорания введенного в проточный тракт первого контура роторного газотурбинного двигателя. Образующиеся продукты неполного сгорания при истечении направляют радиально в проточный тракт второго контура двигателя для смешения их с потоком окислительного рабочего тела. Догорание этой смеси осуществляют с последующим сверхзвуковым истечением продуктов ее полного сгорания через сопло двигателя. Изобретение направлено на повышение мощности и экономичности работы турбореактивного двухконтурного двигателя, уменьшение его габаритов и массы, повышение ресурса и надежности работы. 2 н. и 6 з.п. ф-лы, 6 ил.
Description
Изобретение относится к машиностроению, и может быть использовано для повышения реактивной тяги турбореактивного двухконтурного двигателя (ТРДД), используемого, как на летательных аппаратах (ЛА), так и на других транспортных средствах (ТС).
В известных ТРДД реактивная тяга создается истечением в окружающее пространство, как двух отдельных потоков рабочего тела -потока продуктов сгорания первого контура через сопло турбореактивного двигателя (ТРД), и потока воздуха второго контура через его сопло, так и истечением через общее сопло смешанного потока, состоящего из продуктов сгорания первого контура и потока воздуха второго контура. При этом скорости истечения рабочего тела из первого и второго контуров ТРДД дозвуковые, и обусловлено это особенностями конструкции и работы обоих контуров. В проточном тракте ТРД первого контура турбина (как, правило, осевая) ограничивает максимально возможную температуру продуктов сгорания и скорость их истечения, что не позволяет достичь максимального значения выходного импульса реактивной силы, определяющего реактивную тягу ТРД первого контура. В проточном тракте второго контура к потоку воздуха не подводится тепловая энергия, а сжатие и разгон потока воздуха осуществляется только с помощью вентилятора двигателя и воздействия на поток воздуха стенок самого проточного тракта. Дозвуковые скорости истечения рабочего тела не обеспечивают высоких значений реактивной тяги ТРДД, что не позволяет применять его в сверхзвуковых ЛА. С увеличением скорости полета ЛА до сверхзвуковых значений существенно снижается значение полетного КПД ТРДД.
Известны различные способы повышения тяги ТРДД. Например, в патенте RU №2128294 «Способ организации рабочего процесса в турбореактивном двухконтурном двигателе» описан способ повышения реактивной тяги и экономичности ТРДД за счет использования в его термодинамическом цикле водяного пара в качестве рабочего тела. Недостатком данного способа является сложность конструкции двигателя, обусловленная дополнительной емкостью для воды и дополнительной системой, обеспечивающей генерацию водяного пара, регулирование подачи пара в камеру сгорания, а использование водяного пара в качестве рабочего тела не позволяет существенно повысить реактивную тягу и экономичность ТРДД, так как влияние пара на увеличение скорости истечения продуктов сгорания незначительное, и к тому же нивелируется ухудшением характеристик сопла по скорости истечения продуктов сгорания из-за образования двухфазной неравновесной среды.
Известен так же другой способ повышения реактивной тяги и эффективности ТРДД (патент RU №2034996, «Способ получения тяги и устройство для его осуществления»), заключающийся в сжигании горючего с избытком окислителя, последующей подаче горючего в полученные продукты сгорания, получении рабочего тела и преобразовании его внутренней энергии в работу силы тяги, осуществлении дополнительного пиролиза горючего и замораживании продуктов пиролиза до получения рабочего тела. Преобразование внутренней энергии последнего в работу силы тяги производят посредством периодически повторяющегося процесса детонации, при этом подачу горючего в продукты сгорания осуществляют до достижения суммарного значения коэффициента избытка окислителя, равного 0.1-0.9, а сжигание горючего с окислителем проводят с коэффициентом избытка окислителя, равным 1-4. Дополнительно, после сжигания горючего с избытком окислителя, осуществляют отбор части продуктов сгорания и подачу ее в рабочее тело и периодически повторяющийся процесс детонации осуществляют путем подачи рабочего тела в газодинамический резонатор.
Данный способ повышения реактивной тяги и эффективности ТРДД так же имеет недостаток. Теоретически детонационное сгорание горючего способно повысит термический КПД работы детонационной камеры примерно на 30%. Однако, во-первых, такое повышение термического КПД не приводит к соответствующему повышению эффективного КПД ТРДД. Во-вторых, устойчивое детонационное горение, а особенно управление детонационным горением связаны с большой сложностью их практической организации, что является основным препятствием в создании надежных детонационных реактивных двигателей, при этом механический способ управления детонационным горением малоэффективен, а газодинамический практически не удается осуществить.
В настоящее время на практике используется другой способ повышения реактивной тяги ТРДД, заключающийся в повышении скорости истечения продуктов сгорания. Однако для этого необходимо сжигать дополнительное количество топлива в его втором контуре, или в допблнительной, общей для обоих контуров, форсажной камере сгорания, выполненной со сверхзвуковым соплом, которая жестко устанавливается на выходе из ТРД первого контура. Такие ТРДД обозначаются, как ТРДДф (см. патент RU №2248456, кл. F02K 3/10, опубл. 20.03.2005, а так же Национальный аэрокосмический журнал «Взлет», спецвыпуск, декабрь 2014 г., с. 21, ТРДДф - Д30Ф6 для самолета МиГ-31).
В ТРДДф поток продуктов сгорания первого контура и поток воздуха второго контура поступают в форсажную камеру сгорания, где перемешиваются с дополнительной массой топлива, с образованием новой топливо-воздушной смеси, продукты сгорания которой обладают более высокими термодинамическими параметрами. Истекая через сопло, эти продукты сгорания разгоняются до сверхзвуковых скоростей, что обеспечивает повышение мощности ТРДДф, и позволяет применять его в сверхзвуковых ЛА. Однако габаритные, массовые и стоимостные характеристики ТРДДф существенно возрастают, а его экономичность значительно снижается, приближаясь к экономичности работы ТРД.
Дополнительными недостатками ТРДДф являются: сложность изготовления, и сложность управления двигателем в полете, увеличение времени реакции двигателя при изменении режима его работы, снижение его газодинамической устойчивости, и как следствие, надежности его работы, а так же повышение его заметности для систем обнаружения и поражения.
В качестве ближайшего аналога принят известный ТРДДф - Д30Ф6, которому присущи вышеупомянутые недостатки (см., Национальный аэрокосмический журнал «Взлет», спецвыпуск, декабрь 2014 г., с. 21, ТРДДф - Д30Ф6 для самолета МиГ-31, www.take-off.ru).
Техническим результатом заявляемого изобретения является повышение мощности и экономичности работы турбореактивного двухконтурного двигателя путем повышения скорости истечения рабочего тела до сверхзвуковой без использования форсажной камеры сгорания.
Технический результат изобретения достигается тем, что в заявляемом способе повышения реактивной тяги в турбореактивном двухконтурном двигателе, включающем подачу окислительного и горючего рабочего тела в проточный тракт первого контура, их смесеобразование, сгорание и последующее истечение из него продуктов сгорания, с получением механической энергии для вращения вентилятора двигателя, подачу окислительного рабочего тела в проточный тракт второго контура, истечение продуктов сгорания окислительного и горючего рабочего тела через сопло двигателя, с образованием импульса реактивной тяги, переобогащенную смесь из окислительного и горючего рабочего тела подают в камеры сгорания введенного в проточный тракт первого контура роторного газотурбинного двигателя, а образующиеся в его проточном тракте продукты неполного сгорания при истечении направляют радиально в проточный тракт второго контура двигателя, для смешения их с потоком окислительного рабочего тела, и догорания этой смеси, с последующим сверхзвуковым истечением продуктов ее полного сгорания через сопло двигателя, а так же тем, что в проточный тракт второго контура двигателя дополнительно подают горючее рабочее тело.
Технический результат изобретения достигается также тем, что турбореактивный двухконтурный двигатель, содержащий корпус, внутри которого, на входе установлен жестко закрепленный на центральном внутреннем валу вентилятор, а так же жестко закрепленный на пилонах корпус проточного тракта первого контура, выполненный составным, с открытым спереди и сзади корпусом входного обтекателя и открытым спереди и сзади корпусом затурбинного обтекателя и образующий вместе с корпусом двигателя проточный тракт его второго контура, снабжен двумя валами, расположенными коаксиально относительно центрального внутреннего вала вентилятора двигателя, при этом на среднем валу жестко закреплен вентилятор проточного тракта первого контура, а на внешнем валу расположен введенный в проточный тракт первого контура роторный газотурбинный двигатель, представляющий собой вращающийся моноблок, содержащий одноступенчатый центробежный компрессор, выполненный в виде закрытого центробежного рабочего колеса, встроенного коаксиально в одноступенчатую реактивную турбину, выполненную в виде сегнерова колеса, представляющего собой корпус тороидальной формы, содержащий по периферии блок тангенциально расположенных камер сгорания с соплами, причем роторный газотурбинный двигатель установлен между корпусом входного обтекателя, жестко закрепленным в корпусе двигателя с помощью передней пилонной опоры и дроссельных пилонов, и корпусом затурбинного обтекателя, жестко закрепленным в корпусе двигателя с помощью средней пилонной опоры и задней пилонной опоры, при этом со стороны входа в компрессор роторный газотурбинный двигатель соединен с корпусом входного обтекателя с возможностью поворота так, что проточный тракт центрального канала входного обтекателя вместе с проточным трактом роторного газотурбинного двигателя образуют единый проточный тракт первого контура, а другой своей стороной роторный газотурбинный двигатель соединен с корпусом затурбинного обтекателя с возможностью поворота при помощи лабиринтного соединения для подачи горючего рабочего тела в роторный газотурбинный двигатель, а тангенциально расположенные сопла прикрыты на выходе коаксиально расположенной цилиндрообразной обечайкой, выполненной из жаропрочного материала, в которой выполнены сквозные дроссельные отверстия, чередующиеся с радиально и жестко установленными на ее внешней стороне полыми, открытыми со стороны цилиндрообразной обечайки дроссельными пилонами, причем дроссельные пилоны выполнены из жаропрочного материала в форме остроугольных перфорированных желобов, угол которых направлен к входу в двигатель, и жестко соединяют цилиндрообразную обечайку с корпусом двигателя, при этом одной своей боковой стороной цилиндрообразная обечайка жестко прикреплена к заднему фланцу корпуса входного обтекателя и является продолжением наружного профиля этого обтекателя, а другой своей боковой стороной цилиндрообразная обечайка вместе с корпусом затурбинного обтекателя, выполненным полым, из жаропрочного материала, закрытым спереди и сзади, конусообразным, расположенным на оси двигателя конусом в сторону выхода из двигателя, образует кольцеобразный зазор, с выходом его в проточный тракт второго контура, образованного корпусом двигателя, корпусом входного обтекателя, цилиндрообразной обечайкой и корпусом затурбинного обтекателя, при этом корпус затурбинного обтекателя образует вместе с корпусом двигателя сверхзвуковое сопло кольцеобразной формы, с регулируемой площадью критического сечения, в котором корпус затурбинного обтекателя выполняет функцию центрального тела.
Кроме того, в полости корпуса затурбинного обтекателя расположены: коллектор кольцеобразной формы с форсунками горючего рабочего тела, вспомогательная силовая установка, редуктор двигателя, блок управления двигателем и подачей горючего рабочего тела в двигатель и роторный газотурбинный двигатель, блок регулирования площади критического сечения сверхзвукового сопла.
Передний конец внутреннего вала с вентилятором двигателя расположен в подшипнике, установленном с внешней стороны передней пилонной опоры, передний конец среднего вала с вентилятором первого контура расположен в подшипнике, установленном с внутренней стороны передней пилонной опоры, передний конец внешнего вала с роторным газотурбинным двигателем расположен в подшипнике, установленном в пилонной опоре проточного тракта центрального канала корпуса входного обтекателя, а задний конец внешнего вала расположен в подшипнике, установленном в средней пилонной опоре, при этом вторые концы этих валов размещены в полости корпуса редуктора двигателя.
В средней пилонной опоре выполнены внутренние каналы для подачи горючего рабочего тела в корпус двигателя.
С целью повышения мощности роторного газотурбинного двигателя:
- в проточном тракте первого контура за вентилятором, на среднем валу, установлен осевой компрессор;
- его сопла выполнены сверхзвуковыми, круглыми или плоскими;
- количество сопел не более количества центробежных каналов закрытого центробежного рабочего колеса компрессора;
- лопатки закрытого центробежного рабочего колеса компрессора выполнены радиальными или профилированными, с углом наклона профиля на выходе, направленным против его вращения;
- в частных случаях выполнения блок камер сгорания роторного газотурбинного двигателя собран из жестко соединенных между собой отдельных камер сгорания, образующих в собранном виде конструкцию торообразной формы;
- внутренние поверхности камер сгорания и сопел, а так же поверхности поперечных перегородок камер сгорания выполнены из термопрочного материала или с термостойким покрытием, например, из металлокерамики или композиционного материала «углерод-углерод».
Техническое решение поясняется графическими материалами (фиг. 1, 2, 3, 4, 5, 6). На чертеже фиг. 1 изображен (в разрезе) турбореактивный двухконтурный двигатель.
На чертеже фиг. 2 изображен (в разрезе) турбореактивный двухконтурный двигатель со стороны вентилятора.
На чертеже фиг. 3 изображен (в разрезе) турбореактивный двухконтурный двигатель со стороны сверхзвукового сопла.
На чертеже фиг. 4 изображен (с вырезом) роторный газотурбинный двигатель со стороны входа в его закрытый центробежный компрессор, с плоскими сверхзвуковыми соплами (соплами Лаваля).
На чертежах фиг. 5 и 6 изображены сечения двигателя (со стороны сопла), показывающие роторный газотурбинный двигатель и его сечение.
Двигатель содержит корпус (1), по оси которого установлены коаксиально расположенные внутренний вал (2) с жестко закрепленным (например, с помощью шлицов) вентилятором (3) двигателя, средний вал (4) с жестко закрепленным (например, с помощью шлицов) вентилятором (5) проточного тракта первого контура, внешний вал (6) с жестко закрепленным (например, с помощью шлицов) роторным газотурбинным двигателем (7), представляющим собой вращающийся моноблок, содержащий одноступенчатый центробежный компрессор (8), выполненный в виде закрытого центробежного рабочего колеса, встроенного коаксиально в одноступенчатую реактивную турбину (9), выполненную в виде сегнерова колеса, представляющего собой корпус тороидальной формы, содержащий по периферии блок тангенциально расположенных камер сгорания (10) с соплами (11). Двигатель (7) установлен в полости, образованной между полым корпусом (12) входного обтекателя, выполненным с центральным каналом (13), и жестко закрепленным в корпусе (1) двигателя с помощью передней пилонной опоры (14) и дроссельных пилонов (15), и полым корпусом (16) затурбинного обтекателя, жестко закрепленным в корпусе (1) двигателя с помощью средней пилонной опоры (17) и задней пилонной опоры (18). Двигатель (7) со стороны входа в компрессор (8) соединен с возможностью поворота с корпусом (12) входного обтекателя так, что проточный тракт центрального канала (13) вместе с проточным трактом двигателя (7) образуют единый проточный тракт (19) первого контура, а другой своей стороной двигатель (7) соединен с возможностью поворота с помощью лабиринтного соединения (20) с корпусом (16) затурбинного обтекателя. При помощи лабиринтного соединения (20) обеспечивается подача горючего рабочего тела в двигатель (7). Сопла (11) прикрыты на выходе коаксиально расположенной цилиндрообразной обечайкой (21), выполненной из жаропрочного материала, в которой выполнены сквозные дроссельные отверстия (22), чередующиеся с радиально и жестко установленными на ее внешней стороне (например, с помощью сварки) полыми, открытыми со стороны обечайки (21) дроссельными пилонами (15), выполненными из жаропрочного материала, в форме остроугольных, перфорированных отверстиями (23) желобов, угол которых направлен к входу в двигатель, жестко соединяющими обечайку (21) с корпусом (1) двигателя. При этом одной своей боковой стороной обечайка (21) жестко прикреплена к заднему фланцу корпуса (12) входного обтекателя, и является продолжением его наружного профиля, а другой своей боковой стороной обечайка (21) вместе с корпусом (16) затурбинного обтекателя, выполненным из жаропрочного материала, полым, закрытым спереди и сзади, конусообразным, расположенным на оси двигателя конусом в сторону выхода из двигателя, образует кольцеобразный зазор (24) с выходом его в проточный тракт (25) второго контура, выполненный кольцеобразным, образованным с наружной стороны корпусом (1) двигателя, а с внутренней стороны корпусом (12) входного обтекателя, цилиндрообразной обечайкой (21), и корпусом (16) затурбинного обтекателя. При этом корпус (16) обтекателя образует вместе с корпусом (1) двигателя сверхзвуковое сопло (26) кольцеобразной формы, с регулируемой площадью критического сечения, в котором корпус (16) обтекателя выполняет функцию центрального тела. С целью оптимизации значения полетного КПД двигателя, в зависимости от требуемой скорости истечения продуктов сгорания, его сопло (26) может быть спрофилировано, как сверхзвуковым, так и звуковым, и дозвуковым.
В полости корпуса (16) затурбинного обтекателя расположены коллектор (27) кольцеобразной формы с форсунками горючего рабочего тела, выходящими в проточный тракт (25) второго контура, вспомогательная силовая установка (28), редуктор (29) двигателя, блок (30) управления двигателем и подачей горючего рабочего тела в двигатель и в роторный газотурбинный двигатель, блок (31) регулирования площади критического сечения сверхзвукового сопла (26).
Передний конец внутреннего вала (2) с вентилятором (3) двигателя расположен в подшипнике (32), установленном с внешней стороны передней пилонной опоры (14). Передний конец среднего вала (4) с вентилятором (5) проточного тракта первого контура расположен в подшипнике (33), установленном с внутренней стороны передней пилонной опоры (14). Передний конец внешнего вала (6) с роторным газотурбинным двигателем (7) расположен в подшипнике (34), установленном в пилонной опоре (35) проточного тракта центрального канала (13) корпуса (12) входного обтекателя, а задний конец внешнего вала (6) расположен в подшипнике (36), установленном в средней пилонной опоре (17). При этом вторые концы этих валов размещены в полости корпуса редуктора (29) двигателя. В лабиринтном уплотнении (20) выполнены внутренние каналы (37) для подачи горючего рабочего тела в корпус (1) двигателя. В полости корпуса (12) входного обтекателя установлены патрубки (38), соединяющие входной участок проточного тракта (25) второго контура с полостью, образованной между полым корпусом (12) входного обтекателя и полым корпусом (16) затурбинного обтекателя.
Двигатель функционирует следующим образом.
Перед запуском двигателя его внутренний вал (2) с вентилятором (3) двигателя, средний вал (4) с вентилятором (5) первого контура, и внешний вал (6) с моноблоком роторного газотурбинного двигателя (7) находятся в состоянии покоя. По команде «запуск» от блока (30) управления двигателем вспомогательная силовая установка (28) задействует привод редуктора (27). При помощи редуктора (27) вал (2) с вентилятором (3) и вал (4) с вентилятором (5) начинают вращение в одну сторону, а вал (6) с моноблоком роторного газотурбинного двигателя (7), в противоположную сторону. Скорости и направления вращения валов являются независимыми между собой, задаются блоком (28) управления двигателем, и обеспечиваются редуктором (27) в соответствии с требуемым режимом работы двигателя. Вращение вентилятора (3) обеспечивает поступление в двигатель потока окислительного рабочего тела (например, атмосферного воздуха). За вентилятором (3) поток окислительного рабочего тела разделяется на два потока, разных по величине расхода. При этом поток с меньшим расходом поступает в центральный канал (13) проточного тракта (19) первого контура, а поток с большим расходом поступает в проточный тракт (25) второго контура. Вращение вентилятора (5) дополнительно повышает давление потока окислительного рабочего тела в проточном тракте центрального канала (13) и соответственно на входе центробежного компрессора (8) роторного газотурбинного двигателя (7). В центробежном компрессоре (8) одновременно с разделением этого потока на отдельные потоки происходит их эффективное сжатие с помощью лопаток закрытого центробежного колеса и центробежной силы с повышением плотности, скорости, температуры и давления, то есть, с повышением энтальпии потоков. При этом, на выходе из центробежного компрессора (8) радиальная скорость сжатых потоков окислительного рабочего тела повышается до 80-120 м/с, и более, температура повышается на 350-450 К, и более, а давление повышается до 10-16 раз. Сжатые таким образом потоки окислительного рабочего тела из компрессора (8) поступают в блок камер сгорания (10) реактивной турбины (9). На входе в камеры сгорания (10) потоки сжатого окислительного рабочего тела затормаживаются до требуемых значений скорости (порядка 40-60 м/с) с дальнейшим повышением их статической температуры и давления торможения. При достижении в камерах сгорания (10) определенного значения давления торможения, от блока (28) управления двигателем и подачей горючего рабочего тела поступает команда на подачу в роторный газотурбинный двигатель (7) горючего рабочего тела, которое с избытком поступает через стабилизаторы фронта пламени с форсунками (не показаны) в камеры сгорания (10), где перемешивается с заторможенным потоком окислительного рабочего тела с образованием переобогащенной смеси горючего и окислительного рабочего тела. С помощью воспламенителей, расположенных в камерах сгорания (10) (не показаны), переобогащенная смесь горючего и окислительного рабочего тела поджигается и сгорает (при недостатке окислителя) с образованием продуктов неполного сгорания, имеющих высокие значения температуры и давления. Истекая из камер сгорания (10) через тангенциально установленные сверхзвуковые сопла (11), продукты неполного сгорания создают импульс реактивной силы, обеспечивающий вращение моноблока роторного газотурбинного двигателя (7) на внешнем валу (6). При этом момент вращения, создаваемый роторным газотурбинным двигателем (7), через вал (6) и редуктор (27) передается на вал (2) вентилятора (3) двигателя и на вал (4) вентилятора (5) проточного тракта (19) первого контура. Вентиляторы (3) и (5) в зависимости от мощности роторного газотурбинного двигателя (7) и скорости вращения его моноблока обеспечивают двигатель окислительным рабочим телом. С увеличением скорости вращения моноблока роторного газотурбинного двигателя (7) степень сжатия окислительного рабочего тела в центробежном компрессоре (8) возрастает. Это приводит к увеличению рабочего давления в камерах сгорания (10), а значит и к увеличению мощности роторного газотурбинного двигателя (7) до значений, обеспечивающих его работу без вспомогательной силовой установки (26). Высокотемпературные продукты неполного сгорания переобогащенной смеси окислительного и горючего рабочего тела после истечения их через сверхзвуковые сопла (11) поступают из первого контура радиально через дроссельные отверстия (22) обечайки (21), дроссельные пилоны (15) с отверстиями (24), а так же через кольцеобразный зазор (24) в проточный тракт (25) второго контура, где эффективно перемешиваются с потоком окислительного рабочего тела и догорают с образованием высокотемпературных продуктов полного сгорания, которые разгоняются в сопле (26) и истекают из него в окружающее пространство со сверхзвуковой скоростью, что обеспечивает двигателю более высокие значения реактивной тяги и высокую экономичность работы.
Для внешнего охлаждения камер сгорания (10) и сопел (11) двигателя (7) в полость между полым корпусом (12) входного обтекателя и полым корпусом (16) затурбинного обтекателя из проточного тракта (25) через патрубки (38) поступают потоки воздуха, которые после обдува камер сгорания (10) и сопел (11) перемешиваются с продуктами сгорания двигателя (7), и поступая обратно в проточный тракт (25) второго контура двигателя, истекают через сопло (26), участвуя в создании реактивной тяги двигателя.
Для дополнительного (форсированного) повышения реактивной тяги двигателя в проточный тракт (25) второго контура через коллектор (27) с форсунками подается горючее рабочее тело, которое перемешивается с продуктами сгорания, поступающими из проточного тракта (19) первого контура, а так же с потоком окислительного рабочего тела проточного тракта (25) второго контура и сгорает с выделением дополнительной тепловой энергии. При этом увеличение массы и температуры продуктов сгорания, истекающих через сопло (26) обеспечивает дополнительное (форсированное) повышение тяги двигателя.
Регулирование реактивной тяги двигателя осуществляется блоком (30) через управление подачей горючего рабочего тела в двигатель (7) и коллектор (27) с форсунками, и через управление работой вентилятора (3) двигателя, и вентилятора (5) первого контура, а так же через блок (31) регулирования площади критического сечения сопла (26). Для исключения помпажного процесса в проточном тракте (25) второго контура блок (30) подает своевременно управляющую команду блоку (31) на увеличение площади критического сечения сопла (26).
Роторный газотурбинный двигатель (7) выполняет в двигателе две основные функции. Первая - обеспечение вращения вентилятора (3) двигателя и вентилятора (5) первого контура с минимальными затратами энергии. Вторая - передача с минимальными потерями энергии высокотемпературных продуктов неполного сгорания, образующихся в проточном тракте (19) первого контура, в проточный тракт (25) второго контура для последующего их смешения с потоком окислительного рабочего тела, полного догорания и последующего сверхзвукового истечения в окружающее пространство через сопло (26) с образованием высокого импульса реактивной тяги. Высокая удельная мощность и экономичность работы роторного газотурбинного двигателя (7), а так же эффективное истечение продуктов неполного сгорания из проточного тракта (19) первого контура в проточный тракт (25) второго контура, с последующим смешением их с потоком окислительного рабочего тела и последующим полным догоранием этой смеси с повышением ее термодинамических параметров, и последующим сверхзвуковым истечением продуктов полного сгорания в окружающее пространство, обеспечивают не только повышение мощности и экономичности работы двигателя, но так же и позволяют при заданной мощности минимизировать габаритные и массовые характеристики предлагаемого турбореактивного двухконтурного двигателя.
Таким образом, заявляемое техническое решение позволяет повысить мощность и экономичность турбореактивного двухконтурного двигателя путем достижения сверхзвуковой скорости истечения рабочего тела без использования форсажной камеры сгорания, а так же позволяет повысить прочность и надежность двигателя, и уменьшить его габаритные и массовые характеристики.
Заявляемый турбореактивный двухконтурный двигатель способен эффективно работать и при дозвуковой скорости полета ЛА, то есть с соплом (26), выполненным дозвуковым. Это обусловлено высокой удельной мощностью и экономичностью работы двигателя (7) первого контура, который с одной стороны при своей заданной мощности обеспечивает минимизацию массово-габаритных характеристик первого контура, что, в свою очередь, позволяет увеличить степень двухконтурности двигателя, и, как следствие, повысить его мощность и экономичность работы, а с другой стороны двигатель (7) за счет большого запаса своей мощности обеспечивает большую производительность вентилятора (3) двигателя, что так же приводит к увеличению степени двухконтурности двигателя и, как следствие, к повышению его мощности и экономичности работы.
Claims (8)
1. Способ повышения реактивной тяги в турбореактивном двухконтурном двигателе, включающий подачу окислительного и горючего рабочего тела в проточный тракт первого контура, их смесеобразование, сгорание и последующее истечение из него продуктов сгорания с получением механической энергии для вращения вентилятора двигателя, подачу окислительного рабочего тела в проточный тракт второго контура, истечение продуктов сгорания окислительного и горючего рабочего тела через сопло двигателя с образованием импульса реактивной тяги, отличающийся тем, что переобогащенную смесь из окислительного и горючего рабочего тела подают в камеры сгорания введенного в проточный тракт первого контура роторного газотурбинного двигателя, а образующиеся в его проточном тракте продукты неполного сгорания при истечении направляют радиально в проточный тракт второго контура двигателя для смешения их с потоком окислительного рабочего тела и догорания этой смеси с последующим сверхзвуковым истечением продуктов ее полного сгорания через сопло двигателя.
2. Способ повышения реактивной тяги в турбореактивном двухконтурном двигателе по п. 1, отличающийся тем, что в проточный тракт второго контура двигателя дополнительно подают горючее рабочее тело.
3. Турбореактивный двухконтурный двигатель, содержащий корпус, внутри которого на входе установлен жестко закрепленный на центральном внутреннем валу вентилятор, а также жестко закрепленный на пилонах корпус проточного тракта первого контура, выполненный составным, с открытым спереди и сзади корпусом входного обтекателя и открытым спереди и сзади корпусом затурбинного обтекателя, образующий вместе с корпусом двигателя проточный тракт его второго контура, отличающийся тем, что он снабжен двумя валами, расположенными коаксиально относительно центрального внутреннего вала вентилятора двигателя, при этом на среднем валу жестко закреплен вентилятор проточного тракта первого контура, а на внешнем валу расположен введенный в проточный тракт первого контура роторный газотурбинный двигатель, представляющий собой вращающийся моноблок, содержащий одноступенчатый центробежный компрессор, выполненный в виде закрытого центробежного рабочего колеса, встроенного коаксиально в одноступенчатую реактивную турбину, выполненную в виде сегнерова колеса, представляющего собой корпус тороидальной формы, содержащий по периферии блок тангенциально расположенных камер сгорания, причем роторный газотурбинный двигатель установлен между корпусом входного обтекателя, жестко закрепленным в корпусе двигателя с помощью передней пилонной опоры и дроссельных пилонов, и корпусом затурбинного обтекателя, жестко закрепленным в корпусе двигателя с помощью средней пилонной опоры и задней пилонной опоры, при этом со стороны входа в центробежный компрессор роторный газотурбинный двигатель соединен с корпусом входного обтекателя с возможностью поворота так, что проточный тракт центрального канала входного обтекателя вместе с проточным трактом роторного газотурбинного двигателя образуют единый проточный тракт первого контура, а другой своей стороной роторный газотурбинный двигатель соединен с корпусом затурбинного обтекателя с возможностью поворота при помощи лабиринтного соединения для подачи горючего рабочего тела в роторный газотурбинный двигатель, а тангенциально расположенные сопла прикрыты на выходе коаксиально расположенной цилиндрообразной обечайкой, выполненной из жаропрочного материала, в которой выполнены сквозные дроссельные отверстия, чередующиеся с радиально и жестко установленными на ее внешней стороне полыми, открытыми со стороны цилиндрообразной обечайки дроссельными пилонами, причем дроссельные пилоны выполнены из жаропрочного материала в форме остроугольных перфорированных желобов, угол которых направлен к входу в двигатель, и жестко соединяют цилиндрообразную обечайку с корпусом двигателя, при этом одной своей боковой стороной цилиндрообразная обечайка жестко прикреплена к заднему фланцу корпуса входного обтекателя и является продолжением наружного профиля этого обтекателя, а другой своей боковой стороной цилиндрообразная обечайка вместе с корпусом затурбинного обтекателя, выполненным полым из жаропрочного материала, закрытым спереди и сзади, конусообразным, расположенным на оси двигателя конусом в сторону выхода из двигателя, образует кольцеобразный зазор с выходом его в проточный тракт второго контура, образованного корпусом двигателя, корпусом входного обтекателя, цилиндрообразной обечайкой и корпусом затурбинного обтекателя, при этом корпус затурбинного обтекателя образует вместе с корпусом двигателя сверхзвуковое сопло кольцеобразной формы с регулируемой площадью критического сечения, в котором корпус затурбинного обтекателя выполняет функцию центрального тела.
4. Турбореактивный двухконтурный двигатель по п. 3, отличающийся тем, что в полости корпуса затурбинного обтекателя расположены коллектор кольцеобразной формы с форсунками горючего рабочего тела, вспомогательная силовая установка, редуктор двигателя, блок управления двигателем и подачей горючего рабочего тела в двигатель и роторный газотурбинный двигатель, блок регулирования площади критического сечения сверхзвукового сопла.
5. Турбореактивный двухконтурный двигатель по п. 3, отличающийся тем, что передний конец внутреннего вала с вентилятором двигателя расположен в подшипнике, установленном с внешней стороны передней пилонной опоры, передний конец среднего вала с вентилятором первого контура расположен в подшипнике, установленном с внутренней стороны передней пилонной опоры, передний конец внешнего вала с роторным газотурбинным двигателем расположен в подшипнике, установленном в пилонной опоре проточного тракта центрального канала корпуса входного обтекателя, а задний конец внешнего вала расположен в подшипнике, установленном в средней пилонной опоре, при этом вторые концы этих валов размещены в полости корпуса редуктора двигателя, а в средней пилонной опоре выполнены внутренние каналы для подачи горючего рабочего тела в корпус двигателя.
6. Турбореактивный двухконтурный двигатель по п. 3, отличающийся тем, что в средней пилонной опоре выполнены внутренние каналы для подачи горючего рабочего тела в корпус двигателя.
7. Турбореактивный двухконтурный двигатель по п. 3, отличающийся тем, что в проточном тракте первого контура за вентилятором на среднем валу установлен осевой компрессор.
8. Турбореактивный двухконтурный двигатель по п. 3, отличающийся тем, что сопла роторного газотурбинного двигателя выполнены сверхзвуковыми круглыми или плоскими.
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2017127408A RU2665760C1 (ru) | 2017-08-01 | 2017-08-01 | Способ повышения реактивной тяги в турбореактивном двухконтурном двигателе и турбореактивный двухконтурный двигатель для его реализации |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2017127408A RU2665760C1 (ru) | 2017-08-01 | 2017-08-01 | Способ повышения реактивной тяги в турбореактивном двухконтурном двигателе и турбореактивный двухконтурный двигатель для его реализации |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2665760C1 true RU2665760C1 (ru) | 2018-09-04 |
Family
ID=63460143
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2017127408A RU2665760C1 (ru) | 2017-08-01 | 2017-08-01 | Способ повышения реактивной тяги в турбореактивном двухконтурном двигателе и турбореактивный двухконтурный двигатель для его реализации |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2665760C1 (ru) |
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2767862C2 (ru) * | 2017-08-21 | 2022-03-22 | Сафран Эркрафт Энджинз | Модифицированное звуковое вторичное сопло |
| RU223075U1 (ru) * | 2023-03-09 | 2024-01-30 | Российская Федерация, от имени которой выступает Министерство обороны Российской Федерации | Диффузор-смеситель с пилонами для газотурбинных двигателей |
Citations (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US2592938A (en) * | 1950-12-11 | 1952-04-15 | William K Mcnaught | Jet engine with compressor driven by rotating jets which exhaust into thrust augmenting duct |
| US3680308A (en) * | 1970-06-29 | 1972-08-01 | Ward A St John | Internal combustion turbine engine |
| US4134260A (en) * | 1977-10-25 | 1979-01-16 | General Motors Corporation | Afterburner flow mixing means in turbofan jet engine |
| RU2034996C1 (ru) * | 1993-10-11 | 1995-05-10 | Владимир Федорович Антоненко | Способ получения тяги и устройство для его осуществления |
| RU2248456C1 (ru) * | 2003-07-01 | 2005-03-20 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный институт авиационного моторостроения им. П.И. Баранова" | Форсажная камера двухконтурного газотурбинного двигателя |
| RU2474718C2 (ru) * | 2011-01-25 | 2013-02-10 | Николай Евгеньевич Староверов | Способ форсажа турбодвигателя и двигатель для его реализации (варианты) |
-
2017
- 2017-08-01 RU RU2017127408A patent/RU2665760C1/ru active
Patent Citations (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US2592938A (en) * | 1950-12-11 | 1952-04-15 | William K Mcnaught | Jet engine with compressor driven by rotating jets which exhaust into thrust augmenting duct |
| US3680308A (en) * | 1970-06-29 | 1972-08-01 | Ward A St John | Internal combustion turbine engine |
| US4134260A (en) * | 1977-10-25 | 1979-01-16 | General Motors Corporation | Afterburner flow mixing means in turbofan jet engine |
| RU2034996C1 (ru) * | 1993-10-11 | 1995-05-10 | Владимир Федорович Антоненко | Способ получения тяги и устройство для его осуществления |
| RU2248456C1 (ru) * | 2003-07-01 | 2005-03-20 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный институт авиационного моторостроения им. П.И. Баранова" | Форсажная камера двухконтурного газотурбинного двигателя |
| RU2474718C2 (ru) * | 2011-01-25 | 2013-02-10 | Николай Евгеньевич Староверов | Способ форсажа турбодвигателя и двигатель для его реализации (варианты) |
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2767862C2 (ru) * | 2017-08-21 | 2022-03-22 | Сафран Эркрафт Энджинз | Модифицированное звуковое вторичное сопло |
| RU223075U1 (ru) * | 2023-03-09 | 2024-01-30 | Российская Федерация, от имени которой выступает Министерство обороны Российской Федерации | Диффузор-смеситель с пилонами для газотурбинных двигателей |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| CN109028146B (zh) | 混合燃烧器组件和操作方法 | |
| US8726635B1 (en) | Gas turbine engine with dual compression rotor | |
| US2575682A (en) | Reaction propulsion aircraft power plant having independently rotating compressor and turbine blading stages | |
| US7219490B2 (en) | Nested core gas turbine engine | |
| JP4705727B2 (ja) | 複合サイクル・パルスデトネーション・タービンエンジン | |
| US6666018B2 (en) | Combined cycle pulse detonation turbine engine | |
| US7685824B2 (en) | Rotary ramjet turbo-generator | |
| CN109028142B (zh) | 推进系统及操作其的方法 | |
| US2430399A (en) | Jet augmenter for combustion turbine propulsion plants | |
| CN109028149B (zh) | 可变几何形状的旋转爆震燃烧器及其操作方法 | |
| US2477683A (en) | Compressed air and combustion gas flow in turbine power plant | |
| US2468461A (en) | Nozzle ring construction for turbopower plants | |
| CN109028144B (zh) | 整体涡流旋转爆震推进系统 | |
| US20060196164A1 (en) | Dual mode turbo engine | |
| US2704434A (en) | High pressure ratio gas turbine of the dual set type | |
| US11149954B2 (en) | Multi-can annular rotating detonation combustor | |
| JPH076455B2 (ja) | 組合せ式駆動装置 | |
| US9062609B2 (en) | Symmetric fuel injection for turbine combustor | |
| US5119626A (en) | Combined turborocket and ramjet propulsion unit | |
| WO2007001427A2 (en) | Universal carnot propulsion systems for turbo rocketry | |
| US3005311A (en) | Gas turbine engine with combustion inside compressor | |
| CN109028147A (zh) | 环形喉道旋转爆震燃烧器和相应的推进系统 | |
| CN109028148A (zh) | 具有流体二极管结构的旋转爆震燃烧器 | |
| US3680317A (en) | Reaction motor including air flow inducing means | |
| US2455458A (en) | Thrust augmenting device for a system for developing propulsive thrust |