Авиационный двухконтурный турбореактивный двигатель

Авиационный двухконтурный турбореактивный двигатель

Иллюстрации

Показать все

Реферат

Область техники

Изобретение относится к авиадвигателестроению, а именно к разработке и созданию, в первую очередь, авиационных двухконтурных турбореактивных двигателей со смешением потоков воздуха наружного контура и газов за турбинами и общими форсажной камерой и соплом (ТРДДФ), может быть применено также при разработке двухконтурных бесфорсажных авиадвигателей (ТРДД), в том числе и двигателей с раздельными контурами.

Уровень техники

Для сверхзвуковых маневренных самолетов создан ряд ТРДДФ четвертого и пятого поколений в России (РД-33, АЛ-31Ф) и за рубежом (EJ-200, семейство двигателей М.88, F404, F414, F125). Все эти двигатели выполнены по одинаковой схеме, ставшей традиционной, включающей компрессор низкого давления (вентилятор), компрессор высокого давления, камеру сгорания, турбину высокого давления, турбину низкого давления, смеситель потоков воздуха наружного контура и газов внутреннего контура, общую для обоих контуров форсажную камеру и сверхзвуковое сопло.

Совершенствование параметров и характеристик двигателей этого класса идет, в первую очередь, в направлении повышения их удельной тяги, которая, при сравнении двигателей, оценивается на взлетном форсажном режиме -R_удф=R_фвзл/G_в∑, где R_фвзл и G _в∑, соответственно, тяга и расход воздуха на входе в двигатель на этом режиме. Удельная тяга двигателя при требуемой величине R_фвзл прямо влияет на его размерность и массу.

Двигатели 70-х-80-х годов имели R_удф, несколько превышающую 1100 Н·с/кг, а двигатель F414-GE-400, начало разработки которого относится к 90-м годам, имеет R_удф>1350 Н·с/кг (Сведения по перечисленным зарубежным двигателям представлены в справочнике ЦИАМ «Иностранные авиационные двигатели», выпуск 14, под редакцией В.А.Скибина и В.И.Солонина. Москва, изд. Дом «Авиамир», 2005 г.).

Удельная тяга двигателя, прямо пропорциональная скорости истечения газов из сопла, при достигнутых предельных уровнях температур газов перед соплом на форсажном режиме, становится зависимой только от величины перепада давления газов в сопле. На взлетном режиме, при близких между собой (с разницей не более 3%) полных давлениях воздуха и газа в контурах на выходе из смесителя, величина перепада давления газов в сопле практически прямо определяется величиной полного давления воздуха в наружном контуре, т.е. для всех применяемых ТРДДФ традиционной схемы величина перепада давления газов в сопле зависит от степени повышения давления воздуха в вентиляторе π_в ^*.

Поэтому повышение удельных тяг двигателей от R_удф≥1100 Н·с/кг до R_удф≥1350 Н·с/кг сопровождалось соответствующим увеличением π_в*. На двигателе F414-GE-400 с R_удф≥1350 Н·с/кг установлен и самый высоконапорный вентилятор, обеспечивающий π_в ^*=5.0.

Однако повышение π_в ^* приводит к необходимости понижать степень двухконтурности двигателя на взлетном режиме (m _о) для обеспечения приемлемого соотношения полных давлений в контурах на выходе из смесителя где - полные давления газа и воздуха, соответственно, контурах на выходе из смесителя.

На двигателе F414-GE-400 m_о=0,29.

Дальнейшее снижение двухконтурности двигателя приближает двухконтурный двигатель к одноконтурному с соответствующим ухудшением его характеристик по удельному расходу топлива на бесфорсажных крейсерских режимах работы.

Кроме того, увеличение π_в ^* повышает нагруженность турбины низкого давления, что может привести к увеличению ступеней турбины низкого давления.

Например, в планах дальнейшего развития двигателя F414-GE-400, наряду с другими мероприятиями по улучшению параметров двигателя, предусматривается увеличить π_в ^* на 10% и заменить одноступенчатую турбину низкого давления на двухступенчатую.

Традиционная принципиальная схема двигателя, являющаяся базовой для двигателей РД-33, АЛ-31Ф, EJ-200 и двигателей семейств М.88, F404, F414 и F125 принята в качестве прототипа.

Сущность изобретения

Данным изобретением решается задача расширения арсенала средств, обеспечивающих повышение удельной тяги ТРДДФ; технический результат заключается в реализации этого назначения.

Существенные признаки:

- Ограничительные: авиационный двухконтурный турбореактивный двигатель, содержащий вентилятор, компрессор высокого давления, камеру сгорания, турбины высокого и низкого давления, смеситель и общие для обоих контуров форсажную камеру и сопло.

- Отличительные: за первой ступенью компрессора высокого давления, обеспечивающей на взлетном режиме степень повышения давления не более π_Iст ^*=1,4…1,5, выполнен кольцевой канал со спрямляющей решеткой, через который на всех режимах работы двигателя осуществляется постоянный перепуск части воздуха из-за ступени в спутный поток воздуха наружного контура за вентилятором.

Краткое описание чертежей

Сущность изобретения поясняется представленными чертежами:

На фиг.1 представлена принципиальная схема двухконтурного турбореактивного двигателя с каналом перепуска части воздуха из-за первой ступени компрессора высокого давления в поток воздуха наружного контура за вентилятором.

На фиг.2 представлена схема канала перепуска части воздуха из-за первой ступени компрессора в наружный контур в большем масштабе, чем на фиг.1.

На фиг.3 представлена цилиндрическая развертка спрямляющей решетки в канале перепуска воздуха.

Осуществление изобретения

Авиационный двухконтурный турбореактивный двигатель содержит вентилятор 1, компрессор высокого давления 2, камеру сгорания 3, турбину высокого давления 4, турбину низкого давления 5, смеситель 6, форсажную камеру 7 и сверхзвуковое сопло 8.

За первой ступенью 9 компрессора высокого давления 2, обеспечивающей на взлетном режиме степень повышения давления не более π_Iст ^*=1,4…1,5, выполнен постоянно открытый кольцевой канал 10 со спрямляющей решеткой 11, через который осуществляется перепуск части воздуха из-за первой ступени 9 компрессора высокого давления 2 в канал наружного контура 12 за вентилятором 1.

Ограничение степени повышения давления первой ступени 9 компрессора высокого давления 2 не более π_Iст ^*=1,4…1,5 вводится для исключения местных зон течения со звуковой скоростью на выходе воздуха из канала перепуска воздуха 10 за ступенью в канал наружного контура 12 за вентилятором 1. Спрямляющая решетка 11 в канале перепуска 10 обеспечивает осевое направление входа перепускаемого воздуха в канал наружного контура 12.

Поступление части воздуха из-за первой ступени 9 компрессора 2 с более высоким полным давлением, чем полное давление в потоке за вентилятором 1, обеспечивает повышение общего полного давления в потоке воздуха наружного контура перед смесителем 6 и далее, соответственно, общего полного давления газов на входе в форсажную камеру 7 и перед соплом 8, что увеличивает перепад давления газа в сопле и скорость истечения газа из сопла, повышая удельную тягу двигателя.

С поступлением в наружный контур 12 дополнительного воздуха из канала перепуска 10 увеличивается общая степень двухконтурности двигателя и повышается его экономичность на бесфорсажных режимах работы.

Авиационный двухконтурный турбореактивный двигатель, содержащий вентилятор, компрессор высокого давления, камеру сгорания, турбины высокого и низкого давления, смеситель и общие для обоих контуров форсажную камеру и сопло, отличающийся тем, что за первой ступенью компрессора высокого давления, обеспечивающей на взлетном режиме степень повышения полного давления не более π_Iст*=1,4…1,5, выполнен постоянно открытый кольцевой канал со спрямляющей решеткой, через который на всех режимах работы двигателя осуществляется перепуск части воздуха из-за ступени в спутный поток воздуха наружного контура за вентилятором.