RU2675637C1 - Method for operation of three-circuit turbojet engine with afterburner chamber - Google Patents
Method for operation of three-circuit turbojet engine with afterburner chamber Download PDFInfo
- Publication number
- RU2675637C1 RU2675637C1 RU2017127324A RU2017127324A RU2675637C1 RU 2675637 C1 RU2675637 C1 RU 2675637C1 RU 2017127324 A RU2017127324 A RU 2017127324A RU 2017127324 A RU2017127324 A RU 2017127324A RU 2675637 C1 RU2675637 C1 RU 2675637C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- circuit
- engine
- flow
- afterburner
- channel
- Prior art date
Links
- 238000000034 method Methods 0.000 title claims abstract description 16
- 230000001052 transient effect Effects 0.000 claims abstract description 18
- 239000012530 fluid Substances 0.000 claims abstract description 13
- 230000007704 transition Effects 0.000 claims description 18
- 238000002485 combustion reaction Methods 0.000 claims description 16
- 239000000126 substance Substances 0.000 abstract description 2
- 230000000694 effects Effects 0.000 abstract 1
- 239000000446 fuel Substances 0.000 description 17
- 230000007423 decrease Effects 0.000 description 8
- 238000010586 diagram Methods 0.000 description 4
- 230000001105 regulatory effect Effects 0.000 description 4
- 230000006641 stabilisation Effects 0.000 description 3
- 238000011105 stabilization Methods 0.000 description 3
- 230000001133 acceleration Effects 0.000 description 2
- 239000000203 mixture Substances 0.000 description 2
- 241000218657 Picea Species 0.000 description 1
- 230000033228 biological regulation Effects 0.000 description 1
- 230000000903 blocking effect Effects 0.000 description 1
- 230000001276 controlling effect Effects 0.000 description 1
- 230000007850 degeneration Effects 0.000 description 1
- 230000009977 dual effect Effects 0.000 description 1
- 238000005516 engineering process Methods 0.000 description 1
- 230000007613 environmental effect Effects 0.000 description 1
- 230000010006 flight Effects 0.000 description 1
- 238000005243 fluidization Methods 0.000 description 1
- 230000007774 longterm 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
- F02K3/075—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 controlling flow ratio between flows
-
- 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
- F02C3/04—Gas-turbine plants characterised by the use of combustion products as the working fluid having a turbine driving a compressor
- F02C3/13—Gas-turbine plants characterised by the use of combustion products as the working fluid having a turbine driving a compressor having variable working fluid interconnections between turbines or compressors or stages of different rotors
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Combustion & Propulsion (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Control Of Turbines (AREA)
Abstract
Description
Изобретение относится к области авиационной техники и может быть использовано в системах управления силовой установкой летательных аппаратов, содержащей трехконтурный турбореактивный двигатель с форсажной камерой.The invention relates to the field of aviation technology and can be used in control systems of a power plant of aircraft, containing a three-circuit turbojet engine with afterburner.
Надежность и устойчивость работы двигателя на установившихся и переходных режимах в условиях длительных полетов с дозвуковой и сверхзвуковой скоростями при обеспечении требуемых уровней полетной тяги и расхода топлива с учетом ограничений по габаритным размерам является важным критерием оценки качества авиационной силовой установки.Reliability and stability of the engine at steady and transient conditions during long-term flights with subsonic and supersonic speeds while ensuring the required levels of flight thrust and fuel consumption, taking into account limitations in overall dimensions, is an important criterion for assessing the quality of an aircraft power plant.
Одним из основных направлений повышения экономичности турбореактивных двигателей является снижение удельного расхода топлива за счет повышения степени двухконтурности двигателей. Однако реализация высоких значений степени двухконтурности в турбореактивных двигателях ограничена существенным повышением габаритных характеристик.One of the main directions of increasing the efficiency of turbojet engines is to reduce specific fuel consumption by increasing the degree of dual-circuit engines. However, the implementation of high values of the bypass ratio in turbojet engines is limited by a significant increase in overall characteristics.
Поэтому наиболее перспективным направлением совершенствования турбореактивных двигателей является создание многоконтурного двигателя с регулированием степени двухконтурности в зависимости от режима его работы. В свою очередь, увеличение количества регулирующих элементов, а также расширение диапазона работы некоторых узлов двигателя негативно сказываются на надежности работы всей силовой установки. Плавное изменение свойств рабочего тела и стабилизация его параметров в процессе перехода с одного режима на другой способствует увеличению надежности и устойчивости работы во всем диапазоне значений скорости полета, повышая безопасность воздушного движения.Therefore, the most promising direction for improving turbojet engines is the creation of a multi-circuit engine with regulation of the bypass ratio depending on the mode of its operation. In turn, an increase in the number of regulatory elements, as well as an extension of the range of operation of some engine components, negatively affects the reliability of the entire power plant. A smooth change in the properties of the working fluid and stabilization of its parameters during the transition from one mode to another helps to increase the reliability and stability of work in the entire range of flight speeds, increasing the safety of air traffic.
Известен способ работы трехконтурного турбореактивного двигателя, заключающийся в том, что сжатый воздух из регулируемого вентилятора разделяют на три потока, поток первого контура подают в камеру сгорания, продукты сгорания из которой подают в турбины высокого и низкого давления и далее - в основное реактивное сопло, поток второго контура смешивают в смесителе с потоком первого контура, подают в камеру сгорания и в основное реактивное сопло, поток третьего контура из канала третьего контура через распределительное устройство подают в сопло третьего контура, задают основные и переходные режимы работы двигателя, контролируют параметры работы двигателя и регулируют работу двигателя переходом с трехконтурной схемы работы на двухконтурную схему работы и обратно, а также изменением степени двухконтурности двигателя путем переключения распределительными устройствами направления потоков сжатого воздуха (международная заявка WO 2011/038188).A known method of operation of a three-circuit turbojet engine, which consists in the fact that the compressed air from the regulated fan is divided into three streams, the flow of the primary circuit is fed into the combustion chamber, the combustion products from which are fed to high and low pressure turbines and then to the main jet nozzle, flow the second circuit is mixed in the mixer with the flow of the primary circuit, fed to the combustion chamber and the main jet nozzle, the flow of the third circuit from the channel of the third circuit through the switchgear is fed to the third circuit, set the main and transient engine operation modes, control the engine operation parameters and regulate the engine operation by switching from a three-circuit operation scheme to a two-circuit operation scheme and vice versa, as well as by changing the degree of the bypass engine by switching the direction of compressed air flows by distribution devices (international application WO 2011/038188).
В известном способе работы управление третьим контуром с отдельным входом и двухъярусной ступенью вентилятора осуществляется с помощью регулируемых направляющих аппаратов вентилятора, независимых для каждого яруса. Воздух третьего контура в предложенной схеме направляется в проточный тракт за критическое сечение основного сопла.In the known method of operation, the control of the third circuit with a separate input and a two-tier fan stage is carried out using adjustable fan guides that are independent for each tier. The air of the third circuit in the proposed scheme is directed into the flow path for a critical section of the main nozzle.
Основным недостатком предложенной схемы является использование отдельного не перекрываемого входа в канал третьего контура и наличие двухъярусной лопатки вентилятора, что на режимах с выключенным третьим контуром вызывает дополнительный отбор мощности от ротора низкого давления, снижает экономичность двигателя и ограничивает возможности использования третьего контура на различных режимах работы двигателя.The main disadvantage of the proposed scheme is the use of a separate, non-overlapping entrance to the channel of the third circuit and the presence of a two-tier fan blade, which in modes with the third circuit turned off causes additional power take-off from the low-pressure rotor, reduces the efficiency of the engine and limits the possibility of using the third circuit for various engine operation modes .
Известен способ работы трехконтурного турбореактивного двигателя с форсажной камерой, заключающийся в том, что сжатый воздух из регулируемого вентилятора разделяют на три потока, поток первого контура подают в газогенератор, продукты сгорания из которого подают в турбину низкого давления, а от нее в основное реактивное сопло, поток второго контура подают через форсажную камеру в реактивное сопло, поток третьего контура подают в сопло третьего контура, задают основные и переходные режимы работы двигателя, в качестве параметров работы двигателя контролируют расход топлива по времени и значения частоты вращения ротора газогенератора и ротора низкого давления и регулируют работу двигателя переходом с трехконтурной схемы работы на двухконтурную схему работы и обратно, а также изменением степени двухконтурности двигателя путем переключения распределительными устройствами направления потоков сжатого воздуха и включения в работу форсажной камеры (патент US 4080785).A known method of operation of a three-circuit turbojet engine with an afterburner, which consists in the fact that the compressed air from the controlled fan is divided into three streams, the flow of the primary circuit is supplied to a gas generator, the combustion products from which are fed to a low pressure turbine, and from it to the main jet nozzle, the flow of the second circuit is fed through the afterburner to the jet nozzle, the flow of the third circuit is fed to the nozzle of the third circuit, the main and transient modes of the engine are set, as parameters of the engine The igniters control the fuel consumption in time and the rotational speed of the gas generator rotor and low pressure rotor and regulate the operation of the engine by switching from a three-circuit operation scheme to a two-circuit operation scheme and vice versa, as well as by changing the degree of a two-circuit engine by switching the direction of compressed air flows by switchgears and turning it on afterburner (patent US 4080785).
В известном способе работы с помощью регулируемого смесителя происходит управление расходом воздуха в каналах второго и третьего контуров для получения требуемых характеристик двигателя. Недостатком данного способа является использование третьего контура только на дозвуковых скоростях, что не позволяет повысить экономичность двигателя на форсированных режимах его работы.In the known method of operation using an adjustable mixer, the air flow in the channels of the second and third circuits is controlled to obtain the required engine characteristics. The disadvantage of this method is the use of the third circuit only at subsonic speeds, which does not allow to increase the efficiency of the engine in forced modes of operation.
Известен способ работы трехконтурного турбореактивного двигателя с форсажной камерой, заключающийся в том, что сжатый воздух из регулируемого вентилятора разделяют на три потока, поток первого контура подают в газогенератор, продукты сгорания из которого подают в турбину низкого давления, а от нее через смеситель и форсажную камеру в основное реактивное сопло, поток второго контура подают через смеситель и форсажную камеру в основное реактивное сопло, поток третьего контура из канала третьего контура через распределительное устройство подают либо в сопло третьего контура либо через форсажную камеру в основное реактивное сопло, задают основные и переходные режимы работы двигателя, в качестве параметров работы двигателя контролируют температуру торможения потока воздуха на входе в двигатель, расход топлива по времени и значения частоты вращения ротора газогенератора и ротора низкого давления, а регулируют работу двигателя переходом с трехконтурной схемы работы на двухконтурную схему работы и обратно, а также изменением степени двухконтурности двигателя путем переключения распределительными устройствами направления потоков сжатого воздуха и включения в работу форсажной камеры, причем на малом, взлетном и максимальном режимах, а также на переходных режимах без форсирования двигателя его работу осуществляют по двухконтурной схеме, а поток сжатого воздуха третьего контура направляют в канал второго контура, а на крейсерском режиме работы без форсирования двигателя поток сжатого воздуха третьего контура через канал третьего контура подают в сопло третьего контура (патент US 4064692).A known method of operation of a three-circuit turbojet engine with an afterburner, which consists in the fact that compressed air from an adjustable fan is divided into three streams, the primary circuit flow is fed to a gas generator, the combustion products from which are fed to a low pressure turbine, and from it through a mixer and afterburner into the main jet nozzle, the flow of the second circuit is fed through the mixer and afterburner to the main jet nozzle, the flow of the third circuit from the channel of the third circuit through the distribution device about served either in the nozzle of the third circuit or through the afterburner in the main jet nozzle, set the main and transitional modes of the engine, as parameters of the engine control the braking temperature of the air flow at the engine inlet, the fuel consumption in time and the speed of the gas generator rotor and low pressure rotor, and regulate the operation of the engine by switching from a three-circuit operation scheme to a two-circuit operation scheme and vice versa, as well as by changing the degree of the bypass engine by changing distributing devices for directing the flow of compressed air and switching on the afterburner into the operation, and at low, take-off and maximum modes, as well as in transient modes without forcing the engine, its operation is carried out according to a two-circuit scheme, and the compressed air stream of the third circuit is sent to the secondary circuit channel, and at cruising operation without boosting the engine, the compressed air stream of the third circuit through the channel of the third circuit is fed into the nozzle of the third circuit (patent US 4064692).
В известном способе поток сжатого воздуха третьего контура используется только для перепуска из середины регулируемого вентилятора к основному реактивному соплу без возможности направлять воздух третьего контура в форсажную камеру непосредственно из канала третьего контура. При этом использование канала третьего контура в известном способе ограничивается дозвуковыми дроссельными режимами работы двигателя и не позволяет расширить возможности двигателя на основных и переходных режимах с форсированием его работы, что существенно снижает экономичность работы двигателя на этих режимах и не позволяет повысить полетную тягу на максимальных режимах с форсированием двигателя.In the known method, the compressed air stream of the third circuit is used only for bypassing from the middle of the adjustable fan to the main jet nozzle without the ability to direct the air of the third circuit into the afterburner directly from the channel of the third circuit. Moreover, the use of the channel of the third circuit in the known method is limited to subsonic throttle modes of the engine and does not allow to expand the capabilities of the engine in the main and transition modes with boosting its operation, which significantly reduces the efficiency of the engine in these modes and does not allow to increase flight thrust at maximum modes with engine boost.
Наиболее близким аналогом изобретения является способ работы турбореактивного двигателя с форсажной камерой, который содержит признаки, совпадающие с существенными признаками описываемого изобретения, а именно: сжатый воздух из регулируемого вентилятора разделяют на поток первого контура и поток второго контура, поток первого контура подают в газогенератор, продукты сгорания из которого подают в турбину низкого давления, а от нее через смеситель и форсажную камеру в основное реактивное сопло, поток второго контура подают через смеситель и форсажную камеру в основное реактивное сопло, а для формирования потока третьего контура канал третьего контура подключают через переключатель к воздухозаборному устройству, задают основные и переходные режимы работы двигателя, измеряют параметры работы двигателя и регулируют работу двигателя переходом с двухконтурной схемы работы на трехконтурную и прямоточную схемы работы и обратно, а также изменением степени двухконтурности двигателя путем переключения распределительными устройствами направления потоков сжатого воздуха и включения в работу форсажной камеры, причем на взлетном, максимальном и переходных режимах без форсирования двигателя его работу осуществляют по двухконтурной схеме, а на максимальном режиме работы с форсированием двигателя - по прямоточной схеме, при этом поток третьего контура подают непосредственно из воздухозаборного устройства через канал третьего контура в форсажную камеру и основное реактивное сопло (патент US 5694768).The closest analogue of the invention is a method of operating a turbojet engine with an afterburner, which contains features that match the essential features of the described invention, namely: compressed air from an adjustable fan is divided into a primary circuit flow and a secondary circuit flow, the primary circuit flow is supplied to a gas generator, products the combustion from which is fed into the low pressure turbine, and from it through the mixer and afterburner into the main jet nozzle, the secondary flow is fed through the mixture spruce and afterburner into the main jet nozzle, and to form the flow of the third circuit, the channel of the third circuit is connected via a switch to the air intake device, the main and transient engine operation modes are set, the engine operation parameters are measured and the engine operation is controlled by switching from a dual-circuit to a three-circuit and direct-flow operation operation schemes and vice versa, as well as a change in the bypass ratio of the engine by switching the direction of compressed air flows by switchgears and inclusion in the operation of the afterburner, moreover, in the take-off, maximum and transitional modes without boosting the engine, it is operated according to a dual-circuit scheme, and at the maximum operating mode with boosting the engine, it is operated in a straight-through circuit, while the flow of the third circuit is supplied directly from the air intake device through the channel the third circuit in the afterburner and the main jet nozzle (patent US 5694768).
В известном способе работы двигателя включение максимального режима работы с форсированием двигателя по прямоточной схеме осуществляется при работе двигателя по двухконтурной схеме при полностью перекрытом канале третьего контура (фиг. 7 патента), при этом одновременно с открытием воздушного клапана 138, сообщающего канал третьего контура с форсажной камерой, закрывается створчатый клапан 36а, перекрывая подачу воздуха к регулируемому вентилятору и отключается подача топлива в камеру сгорания газогенератора.In the known method of engine operation, the maximum operation mode with boosting the engine according to the once-through circuit is activated when the engine is operating on a dual-circuit circuit with the channel of the third circuit completely blocked (Fig. 7 of the patent), while simultaneously opening the air valve 138, which communicates the channel of the third circuit with the afterburner the chamber, the shutter valve 36a is closed, blocking the air supply to the adjustable fan and the fuel supply to the combustion chamber of the gas generator is turned off.
Параметры среды на входе в форсажную камеру резко изменяются - значительно повышается количество подаваемого топлива, вместо продуктов сгорания и сжатого воздуха из регулируемого вентилятора подается чистый воздух из воздухозаборного устройства, что может привести к нарушению стабильной работы форсажной камеры.The environmental parameters at the entrance to the afterburner change dramatically - the amount of fuel supplied increases significantly, instead of combustion products and compressed air, clean air is supplied from the adjustable fan from the intake device, which can lead to a violation of the stable operation of the afterburner.
Технической проблемой, решаемой изобретением, является повышение надежности работы двигателя на максимальном и переходных режимах работы с форсированием двигателя.The technical problem solved by the invention is to increase the reliability of the engine at maximum and transient modes of operation with boosting the engine.
Техническим результатом изобретения является обеспечение стабилизации параметров рабочего тела на входе в форсажную камеру на переходных режимах.The technical result of the invention is the stabilization of the parameters of the working fluid at the entrance to the afterburner in transient conditions.
Этот технический результат достигается за счет того, что при осуществлении способа работы трехконтурного турбореактивного двигателя с форсажной камерой сжатый воздух из регулируемого вентилятора разделяют на поток первого контура и поток второго контура, поток первого контура подают в газогенератор, продукты сгорания из которого подают в турбину низкого давления, а от нее через смеситель и форсажную камеру в основное реактивное сопло, поток второго контура подают через смеситель и форсажную камеру в основное реактивное сопло, а для формирования потока третьего контура канал третьего контура подключают через переключатель к воздухозаборному устройству, задают основные и переходные режимы работы двигателя, измеряют параметры работы двигателя и регулируют работу двигателя переходом с двухконтурной схемы работы на трехконтурную и прямоточную схемы работы и обратно, а также изменением степени двухконтурности двигателя путем переключения распределительными устройствами направления потоков сжатого воздуха и включения в работу форсажной камеры, причем на взлетном, максимальном и переходных режимах без форсирования двигателя его работу осуществляют по двухконтурной схеме, а на максимальном режиме работы с форсированием двигателя - по прямоточной схеме, при этом поток третьего контура подают непосредственно из воздухозаборного устройства через канал третьего контура в форсажную камеру и основное реактивное сопло. Согласно изобретению включение максимального режима работы с форсированием двигателя по прямоточной схеме осуществляют с переходного режима работы с форсированием двигателя, при котором канал третьего контура подключают через распределительное устройство к выходу регулируемого вентилятора и подают поток третьего контура непосредственно из канала третьего контура через форсажную камеру в основное реактивное сопло, а открытие и закрытие переключателя и распределительных устройств для включения максимального режима работы с форсированием двигателя по прямоточной схеме осуществляют по значению приведенной частоты вращения регулируемого вентилятора Nпр и относительной величине температуры торможения потока рабочего тела Тотн.This technical result is achieved due to the fact that when implementing the method of operation of a three-circuit turbojet engine with an afterburner, the compressed air from the controlled fan is divided into a primary circuit flow and a secondary circuit flow, the primary circuit flow is supplied to a gas generator, the combustion products from which are fed to a low pressure turbine and from it through the mixer and afterburner into the main jet nozzle, the flow of the second circuit is fed through the mixer and afterburner into the main jet nozzle, and for The third circuit channel is connected via a switch to an air intake device, the main and transient engine operating modes are set, the engine operation parameters are measured and the engine operation is regulated by switching from a dual-circuit operation circuit to a three-circuit and direct-flow operation circuit and vice versa, as well as by changing the degree of the bypass engine by switching the direction of the compressed air flows by the switchgear and switching on the afterburner into the operation, moreover, on the take-off, m ksimalnom and transient conditions of the engine without forcing his work performed on dual-circuit, and at a maximum operating mode with engine forcing - by uniflow scheme, wherein the third flow circuit is fed directly from the air intake device through the third loop channel in the afterburner and main jet nozzle. According to the invention, the maximum operating mode with boosting the engine according to the direct-flow circuit is switched on from the transitional operating mode with boosting the engine, in which the channel of the third circuit is connected through the switchgear to the output of the adjustable fan and the flow of the third circuit is directly supplied from the channel of the third circuit through the afterburner to the main reactive nozzle, and opening and closing the switch and switchgear to enable maximum operation with force By driving the engine according to the direct-flow circuit, the value of the reduced frequency of rotation of the adjustable fan N pr and the relative value of the braking temperature of the flow of the working fluid T rel .
Значение приведенной частоты вращения регулируемого вентилятора Nпр может быть определено из следующего соотношения:The value of the reduced speed of the adjustable fan N CR can be determined from the following ratio:
Nфиз - частота вращения регулируемого вентилятора;N physical - the speed of the adjustable fan;
Т0 - стандартное значение температуры, к которому приводится значение частоты вращения;T 0 is the standard temperature value to which the speed value is given;
Т* вх - полная температура торможения потока воздуха на входе в двигатель,T * in - full braking temperature of the air flow at the engine inlet,
а значение относительной величины температуры торможения потока рабочего тела Тотн может быть определено из следующего соотношения:and the value of the relative value of the stagnation temperature of the flow of the working fluid T Rel can be determined from the following relationship:
Тотн=Т* т/Т* вх, гдеT rel = T * t / T * I , where
Т* т - полная температура на выходе из турбины.T * t - full temperature at the outlet of the turbine.
Существенность отличительных признаков способа работы трехконтурного турбореактивного двигателя с форсажной камерой подтверждается тем, что только совокупность всех действий и операций, описывающая изобретение позволяет получить его технический результат - обеспечение стабилизации параметров рабочего тела на входе в форсажную камеру на переходных режимах.The significance of the distinguishing features of the method of operation of a three-circuit turbojet engine with an afterburner is confirmed by the fact that only the totality of all the actions and operations that describe the invention allows to obtain its technical result - stabilization of the parameters of the working fluid at the entrance to the afterburner in transition modes.
Пример реализации способа работы трехконтурного турбореактивного двигателя с форсажной камерой поясняется чертежами, где:An example implementation of the three-circuit turbojet engine with afterburner is illustrated by drawings, where:
на фиг. 1 представлен общий вид трехконтурного турбореактивного двигателя с форсажной камерой;in FIG. 1 shows a General view of a three-circuit turbojet engine with afterburner;
на фиг. 2 - схема работы двигателя на максимальном режиме без форсирования двигателя по двухконтурной схеме;in FIG. 2 is a diagram of the engine operating at maximum mode without forcing the engine according to a dual-circuit scheme;
на фиг. 3 - схема работы двигателя на крейсерском дозвуковом режиме без форсирования двигателя по трехконтурной схеме;in FIG. 3 is a diagram of the operation of the engine in cruising subsonic mode without forcing the engine according to a three-circuit scheme;
на фиг. 4 - схема работы двигателя на максимальном режиме с форсированием двигателя по прямоточной схеме;in FIG. 4 is a diagram of an engine operating at maximum speed with forcing an engine according to a once-through circuit;
на фиг. 5 - схема работы двигателя на переходном режиме с форсированием двигателя по трехконтурной схеме.in FIG. 5 is a diagram of the operation of the engine in transition mode with forcing the engine according to a three-circuit scheme.
Трехконтурный турбореактивный двигатель содержит регулируемый вентилятор 1, выполненный двухкаскадным. Выходом второго каскада 2 регулируемый вентилятор 1 сообщен каналом 3 первого контура с газогенератором 4, состоящим из компрессора высокого давления 5, основной камеры сгорания 6 и турбины высокого давления 7. К выходу газогенератора 4 последовательно подключены турбина низкого давления 8, смеситель 9, форсажная камера 10 и основное реактивное сопло 11.The three-circuit turbojet engine contains an
Регулируемый вентилятор 1 выходом второго каскада 2 через канал 12 второго контура последовательно сообщен со смесителем 9, форсажной камерой 10 и основным реактивным соплом 11, а выходом первого каскада 13 сообщен через распределительное устройство 14 с каналом 15 третьего контура, подключенным через распределительное устройство 16 к реактивному соплу 17 третьего контура, либо к форсажной камере 10 и основному реактивному соплу 11.The
Регулируемый вентилятор 1 приводится в движение турбиной низкого давления 8, а компрессор высокого давления 5 приводится в движение турбиной высокого давления 7. Воздухозаборное устройство 18 через переключатель 19 подключено ко входу регулируемого вентилятора 1, либо к каналу 15 третьего контура.The
Для контроля параметров работы в двигателе установлены датчик 20 температуры торможения потока воздуха на входе в двигатель, датчик 21 температуры газа на выходе из турбины, датчик 22 расхода топлива в основную камеру сгорания, датчик 23 расхода топлива в форсажную камеру и датчик 24 частоты вращения регулируемого вентилятора 1. Датчики 20, 21, 22, 23 и 24 подключены через блок контроля измеряемых параметров 25 к блоку сравнения 26, подключенному к блоку управления 27 с задающим устройством 28.To control the operating parameters in the engine, a
Работа трехконтурного турбореактивного двигателя осуществляется следующим образом. Сжатый воздух из регулируемого вентилятора 1 разделяют на два потока, поток сжатого воздуха первого контура по каналу 3 первого контура подают в газогенератор 4, продукты сгорания из которого подают в турбину низкого давления 8, а от нее через смеситель 9 и форсажную камеру 10 в основное реактивное сопло 11, поток сжатого воздуха второго контура подают по каналу 12 второго контура через смеситель 9 и форсажную камеру 10 в основное реактивное сопло 11. Для формирования потока третьего контура канал 15 третьего контура подключают через переключатель 19 к воздухозаборному устройству 18, либо через распределительное устройство 14 к выходу первого каскада 13 регулируемого вентилятора 1. Поток третьего контура через распределительное устройство 16 подают либо в сопло 17 третьего контура, либо через форсажную камеру 10 в основное реактивное сопло 11.The operation of a three-circuit turbojet engine is as follows. Compressed air from the
Регулируют работу двигателя переходом с двухконтурной схемы работы на трехконтурную или прямоточную схемы работы и обратно, а также изменением степени двухконтурности двигателя путем изменения распределительными устройствами 14 и 16, а также переключателем 19 направления потоков сжатого воздуха и включения в работу форсажной камеры 10. На взлетном и максимальном режимах, а также на переходных режимах без форсирования двигателя его работу осуществляют по двухконтурной схеме (фиг. 2), а поток сжатого воздуха третьего контура через распределительное устройство 14 и второй каскад 2 регулируемого вентилятора 1 направляют в канал 12 второго контура.The engine is regulated by switching from a dual-circuit operation scheme to a three-circuit or direct-flow operation scheme and vice versa, as well as by changing the degree of engine bypass by changing
На максимальном режиме работы с форсированием двигателя по прямоточной схеме поток третьего контура подают из воздухозаборного устройства 18 через переключатель 19 и канал 15 третьего контура непосредственно в форсажную камеру 10 и в основное реактивное сопло 11, а включение максимального режима работы с форсированием двигателя по прямоточной схеме осуществляют с переходного режима работы с форсированием двигателя, при котором канал 15 третьего контура подключают через распределительное устройство 14 к выходу первого каскада 13 регулируемого вентилятора 1 и подают поток сжатого воздуха с помощью распределительного устройства 16 непосредственно из канала 15 третьего контура через форсажную камеру 10 в основное реактивное сопло 11, причем открытие и закрытие распределительных устройств 14 и 16, а также переключателя 19 для включения форсирования двигателя по прямоточной схеме осуществляют по значению приведенной частоты вращения регулируемого вентилятора Nпр и относительной величине температуры торможения потока рабочего тела Тотн.At the maximum operating mode with boosting the engine in a straight-through circuit, the flow of the third circuit is supplied from the
Оператором задаются основные и переходные режимы работы двигателя, в качестве параметров работы двигателя датчиком 20 контролируют полную температуру Т* вх торможения потока воздуха на входе в двигатель, датчиком 21 контролируют полную температуру Т* т на выходе из турбины, с помощью датчиков 22 и 23 определяют расход топлива по времени в основную и форсажную камеры сгорания соответственно, датчиком 24 контролируют значения частоты вращения Nфиз регулируемого вентилятора 1.The operator sets the main and transient modes of engine operation, as the parameters of the engine operation, the
Открытие и закрытие переключателя 19 и распределительных устройств 14 и 16 для подключения и отключения канала 15 третьего контура осуществляют по значению приведенной частоты вращения регулируемого вентилятора Nпр и относительной величине температуры торможения потока рабочего тела Тотн, причем значение Nпр определяют из следующего соотношения:The opening and closing of the
Nфиз - частота вращения регулируемого вентилятора;N physical - the speed of the adjustable fan;
Т0 - стандартное значение температуры, к которому приводится значение частоты вращения (по ГОСТ 4401-81 Т0=288 К);T 0 - the standard temperature value to which the value of the rotational speed is given (according to GOST 4401-81 T 0 = 288 K);
Т* вх - полная температура торможения потока воздуха на входе в двигатель,T * in - full braking temperature of the air flow at the engine inlet,
а значение относительной величины температуры торможения потока рабочего тела Тотн может быть определено из следующего соотношения:and the value of the relative value of the stagnation temperature of the flow of the working fluid T Rel can be determined from the following relationship:
Тотн=Т* т/Т* вх, гдеT rel = T * t / T * I , where
Т* т - полная температура на выходе из турбины.T * t - full temperature at the outlet of the turbine.
На максимальном режиме без форсирования двигателя и взлетном режиме работы без форсирования двигателя он работает по обычной двухконтурной схеме, так как параметр Nпр выше граничного значения переключения режима работы третьего контура. На данных режимах переключатель 19 и распределительные устройства 14 и 16 сводят к минимуму расход воздуха в канале 15 третьего контура, а реактивное сопло 17 третьего контура закрыто. Поток воздуха из воздухозаборного устройства 18 последовательно подается через оба каскада 13 и 2 регулируемого вентилятора 1.At the maximum mode without boosting the engine and take-off operation without boosting the engine, it works according to the usual double-circuit scheme, since the parameter N pr is higher than the limit value for switching the operating mode of the third circuit. In these modes, the
Такая же схема работы двигателя сохраняется на режимах с форсированием двигателя в условиях дозвукового и низкоскоростного сверхзвукового полета (минимальный форсированный, крейсерский форсированный), обеспечивая максимально возможную тягу двигателя. В этих условиях регулируемый вентилятор 1 работает на максимальном режиме, тем самым не допуская снижения параметра Nпр из-за снижения частоты его вращения, а набегающий поток воздуха имеет низкое значение полной температуры.The same engine operation pattern is maintained in modes with engine boosting in the conditions of subsonic and low-speed supersonic flight (minimum forced, cruising forced), providing the maximum possible engine thrust. Under these conditions, the
На крейсерском дозвуковом режиме работы без форсирования двигателя, характеризующемся пониженными частотами вращения газогенератора 4, при выключенной форсажной камере 10 регулируемый вентилятор 1 работает с низкой физической частотой вращения Nфиз, значение параметра Nпр становится ниже заданной величины. Распределительные устройства 14 и 16 через канал 15 третьего контура направляют расход воздуха в реактивное сопло 17 третьего контура, подача воздуха третьего контура в форсажную камеру 10 отсутствует, как это показано на фиг. 3.In cruising subsonic operation without boosting the engine, characterized by lower rotational speeds of the
На максимальном режиме с форсированием двигатель работает по прямоточной схеме. Переключатель 19 и распределительные устройства 14 и 16 направляют весь поток воздуха из воздухозаборного устройства 18 через канал 15 третьего контура в форсажную камеру 10 (фиг. 4). Подача воздуха к регулируемому вентилятору 1 и газогенератору 4 перекрыта переключателем 19, реактивное сопло 17 третьего контура закрыто.At maximum speed boost, the engine runs in a straight-through circuit. The
На переходных режимах работы управление двигателем осуществляется следующим образом.In transient modes of operation, the engine is controlled as follows.
При переходе двигателя с максимального режима работы без форсирования двигателя на максимальный режим работы с форсированием двигателя по прямоточной схеме по команде оператора включается форсажная камера 10.When the engine switches from the maximum operating mode without boosting the engine to the maximum operating mode with boosting the engine according to the direct-flow circuit, an
При этом двигатель работает по обычной двухконтурной схеме с включенной форсажной камерой 10, но в связи с увеличением температуры Т* вх торможения потока воздуха на входе в двигатель значение параметра Nпр снижается и при достижении им установленного граничного значения распределительные устройства 14 и 16 дополнительно направляют поток сжатого воздуха из первого каскада 13 регулируемого вентилятора 1 через канал 15 третьего контура в форсажную камеру 10 и основное реактивное сопло 11 (фиг. 5).In this case, the engine operates according to the usual double-circuit scheme with the
Двигатель выходит на переходный режим работы с форсированием двигателя, что позволяет увеличить скорость полета без выключения турбокомпрессорной части за счет увеличения количества чистого воздуха, подаваемого в форсажную камеру 10. При этом химический состав, давление и температура рабочего тела на входе в форсажную камеру 10 изменяются менее резко, чем если бы переход происходил сразу на прямоточную схему.The engine enters a transition mode of operation with forcing the engine, which allows to increase flight speed without turning off the turbocompressor part by increasing the amount of clean air supplied to the
Двигатель адаптируется к условиям работы, характерным для режима глубокого дросселирования, приближаясь к облику прямоточного воздушно-реактивного двигателя. Ускорение продолжается до тех пор, пока значение относительной величины температуры торможения потока рабочего тела Тотн не снизится до величины, когда режим работы газогенератора 4 не приблизится к «тепловому вырождению».The engine adapts to the operating conditions characteristic of the deep throttle mode, approaching the appearance of a ramjet engine. The acceleration continues until the value of the relative value of the braking temperature of the working fluid flow T rel decreases to a value when the operating mode of the
По мере увеличения скорости полета при достижении относительной величины температуры торможения потока рабочего тела Тотн заданного значения происходит плавный переход на максимальный режим работы с форсированием двигателя по прямоточной схеме, распределительное устройство 14 закрывается, переключатель 19 перекрывает вход в регулируемый вентилятор 1, одновременно прекращается подача топлива в камеру сгорания 6 газогенератора 4, реактивное сопло 17 третьего контура закрыто (фиг. 4). В результате этого перехода на вход в форсажную камеру 10 поступает чистый воздух с параметрами, близкими к параметрам на переходном режиме с форсированием двигателя, за счет чего обеспечивается устойчивая работа форсажной камеры 10 на переходных режимах, и тем самым способствует повышению надежности ее работы и двигателя в целом.As the flight speed increases when the relative value of the braking temperature of the working fluid flow T relative to the specified value is reached, a smooth transition to the maximum mode of operation with boosting the engine according to the direct-flow circuit occurs, the
По мере работы двигателя на этом режиме ускорение полета прекращается, и двигатель продолжает работу по прямоточной схеме, обеспечивая более высокую тягу при данной скорости полета, нежели в конфигурации с отбором потока сжатого воздуха в канал 15 третьего контура на переходном режиме работы с форсированием двигателя.As the engine operates in this mode, flight acceleration ceases, and the engine continues to operate according to the direct-flow circuit, providing higher thrust at a given flight speed than in the configuration with the selection of compressed air flow into the
Особенностью данного режима является отсутствие расхода топлива в камеру сгорания 6 газогенератора 4, в то время как в форсажную камеру 10 топливо подается по заданной программе приведенного расхода топлива, контролируемое датчиком 23.A feature of this mode is the lack of fuel consumption in the
При поступлении команды оператора в блок управления 27 на изменение режима работы для снижения тяги в зависимости от величины полной температуры Т* вх торможения потока воздуха на входе в двигатель режим работы может быть переключен на режим работы по двухконтурной схеме с форсированием двигателя или без форсирования двигателя (фиг. 2). Переключение происходит при получении сигнала о снижении величины приведенного расхода топлива в форсажной камере ниже граничного значения для максимального режима с форсированием двигателя. При преодолении указанной величины приведенного расхода топлива система управления оценивает скорость снижения полной температуры Т* вх торможения потока воздуха на входе в двигатель, определяемой путем вычисления ее первой производной по времени, и производит переключение режима работы двигателя.When commanded operator to change the operating
Переход на форсажный режим осуществляется в случае, когда скорость снижения полной температуры Т* вх меньше заданной величины. При этих условиях с целью плавного изменения режима работы форсажной камеры сначала осуществляется переключение на переходный режим с форсированием двигателя (фиг. 5), при этом за счет контроля датчиком 23 расхода топлива в форсажной камере 10 осуществляется плавное снижение тяги двигателя.The transition to the afterburner mode is carried out in the case when the rate of decrease in the total temperature T * in is less than the specified value. Under these conditions, in order to smoothly change the operating mode of the afterburner, the engine is first switched to a transition mode with boosting the engine (Fig. 5), while the engine thrust is gradually reduced by the
Переключатель 19 открывает вход в регулируемый вентилятор 1, распределительные устройства 14 и 16 направляют поток сжатого воздуха третьего контура в форсажную камеру 10 непосредственно из канала 15 третьего контура. По мере снижения тяги происходит рост приведенной частоты вращения Nпр регулируемого вентилятора, которая преодолевает граничное значение, определенное для переходного режима с форсированием двигателя. После этого распределительные устройства 14 и 16 закрываются. Двигатель переходит в конфигурацию без подачи потока сжатого воздуха в канал 15 третьего контура, вновь управляется как двухконтурный турбореактивный двигатель с включенной форсажной камерой.The
В случае, когда скорость снижения полной температуры Т* вх больше заданной величины, осуществляется переход на максимальный режим без форсирования двигателя. При этом аналогично происходит переключение сначала на переходный режим с форсированием двигателя, однако после преодоления приведенной частотой вращения Nпр регулируемого вентилятора граничного значения, определенного для переходного режима с форсированием двигателя, распределительные устройства 14 и 16 закрываются, подача топлива в форсажную камеру 10 прекращается. Двигатель переходит в конфигурацию двухконтурной схемы без подачи потока сжатого воздуха в канал 15 третьего контура.In the case when the rate of decrease in the total temperature T * in is greater than the specified value, the transition to the maximum mode without boosting the engine is carried out. In this case, similarly, the switchover occurs first to the transition mode with boosting the engine, however, after the reduced fan speed N pr of the adjustable fan exceeds the limit value determined for the transition mode with boosting the engine, the
Таким образом, управление двигателем по параметрам Nпр и Тотн на максимальном и переходных режимах с форсированием двигателя и подача потока сжатого воздуха непосредственно из канала третьего контура через форсажную камеру в основное реактивное сопло позволяют повысить надежность работы двигателя на основных и переходных режимах полета.Thus, controlling the engine according to the parameters N pr and T rel at maximum and transient conditions with boosting the engine and supplying a stream of compressed air directly from the channel of the third circuit through the afterburner to the main jet nozzle can improve the reliability of the engine in the main and transient flight modes.
Claims (11)
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2017127324A RU2675637C1 (en) | 2017-08-01 | 2017-08-01 | Method for operation of three-circuit turbojet engine with afterburner chamber |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2017127324A RU2675637C1 (en) | 2017-08-01 | 2017-08-01 | Method for operation of three-circuit turbojet engine with afterburner chamber |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2675637C1 true RU2675637C1 (en) | 2018-12-21 |
Family
ID=64753581
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2017127324A RU2675637C1 (en) | 2017-08-01 | 2017-08-01 | Method for operation of three-circuit turbojet engine with afterburner chamber |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2675637C1 (en) |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2823411C1 (en) * | 2023-04-11 | 2024-07-23 | Владимир Федорович Петрищев | Double-flow turbojet engine operation method |
Citations (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US3946554A (en) * | 1974-09-06 | 1976-03-30 | General Electric Company | Variable pitch turbofan engine and a method for operating same |
| US4064692A (en) * | 1975-06-02 | 1977-12-27 | The United States Of America As Represented By The Administrator Of The National Aeronautics And Space Administration | Variable cycle gas turbine engines |
| US4080785A (en) * | 1974-02-25 | 1978-03-28 | General Electric Company | Modulating bypass variable cycle turbofan engine |
| SU1815388A1 (en) * | 1989-02-13 | 1993-05-15 | Chernomorskij Tsnii Im Krylova | Method of operation of tree-contour turbo-jet engine |
| US5694768A (en) * | 1990-02-23 | 1997-12-09 | General Electric Company | Variable cycle turbofan-ramjet engine |
| RU2472961C2 (en) * | 2006-02-13 | 2013-01-20 | ДЖЕНЕРАЛ ЭЛЕКТРИК КОМПАНИ (э Нью Йорк Корпорейшн) | Turbofan with dual flow |
-
2017
- 2017-08-01 RU RU2017127324A patent/RU2675637C1/en active
Patent Citations (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US4080785A (en) * | 1974-02-25 | 1978-03-28 | General Electric Company | Modulating bypass variable cycle turbofan engine |
| US3946554A (en) * | 1974-09-06 | 1976-03-30 | General Electric Company | Variable pitch turbofan engine and a method for operating same |
| US4064692A (en) * | 1975-06-02 | 1977-12-27 | The United States Of America As Represented By The Administrator Of The National Aeronautics And Space Administration | Variable cycle gas turbine engines |
| SU1815388A1 (en) * | 1989-02-13 | 1993-05-15 | Chernomorskij Tsnii Im Krylova | Method of operation of tree-contour turbo-jet engine |
| US5694768A (en) * | 1990-02-23 | 1997-12-09 | General Electric Company | Variable cycle turbofan-ramjet engine |
| RU2472961C2 (en) * | 2006-02-13 | 2013-01-20 | ДЖЕНЕРАЛ ЭЛЕКТРИК КОМПАНИ (э Нью Йорк Корпорейшн) | Turbofan with dual flow |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2823411C1 (en) * | 2023-04-11 | 2024-07-23 | Владимир Федорович Петрищев | Double-flow turbojet engine operation method |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| EP1942269B1 (en) | Convertible gas turbine engine | |
| US3641766A (en) | Gas turbine engine constant speed thrust modulation | |
| US4175384A (en) | Individual bypass injector valves for a double bypass variable cycle turbofan engine | |
| CN110259600A (en) | Double outer adaptive cycle engines of culvert | |
| US3659422A (en) | Method and apparatus for aircraft propulsion | |
| EP1939437B1 (en) | Turbine engine with modulated flow fan and method of operation | |
| EP3023617B1 (en) | Gas turbine engine with adjustable flow path geometry | |
| US3108767A (en) | By-pass gas turbine engine with air bleed means | |
| US9109539B2 (en) | Turbine based combined cycle engine | |
| US7788899B2 (en) | Fixed nozzle thrust augmentation system | |
| US20060042227A1 (en) | Air turbine powered accessory | |
| US3739580A (en) | Propulsion system control | |
| US11884414B2 (en) | Supersonic aircraft turbofan engine | |
| US20200141417A1 (en) | Booster compressor with speed change system | |
| US10054052B2 (en) | Nacelle anti-ice system and method with equalized flow | |
| RU2659133C2 (en) | Turbofan reducer engine, which is equipped with the low pressure system for controlling the aircraft environment | |
| US3382672A (en) | Gas turbine engine fuel control system | |
| US3149461A (en) | Composite reaction engine for aircraft with wide ranges of speed | |
| US2989842A (en) | Fuel pumping system for engines having afterburners | |
| RU2675637C1 (en) | Method for operation of three-circuit turbojet engine with afterburner chamber | |
| RU2637153C1 (en) | Method of operation of three-circuit turbojet engine | |
| US3154915A (en) | Turbine jet engine | |
| US11668250B2 (en) | System and method for engine operation in a multi-engine aircraft | |
| US20230024094A1 (en) | Gas turbine engine with low-pressure compressor bypass | |
| RU2193099C2 (en) | Gas turbine engine boosting method |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| PC43 | Official registration of the transfer of the exclusive right without contract for inventions |
Effective date: 20210804 |