Двухконтурный турбореактивный двигатель

Двухконтурный турбореактивный двигатель

Иллюстрации

Показать все

Реферат

Изобретение относится к авиадвигателестроению.

Основным трендом для двухконтурных турбореактивных двигателей (ТРДД) является повышение их экономичности. Достигается это повышением полетного и эффективного к.п.д.

Крейсерскими условиями полета для ТРДД являются: высота - 10 км, скорость - 0,8 чисел Маха. Потребными тягами ТРДД в условиях крейсерского полета являются R=3000÷7000 кгс.

Полетный к.п.д. воздушно-реактивного двигателя может быть выражен через удельную тягу двигателя (Теория и расчет воздушно-реактивных двигателей / Под ред. С.М. Шляхтенко - М.: Машиностроение, 1987, с. 50)

где V_п - скорость полета;

R_уд=R/G_в - удельная тяга двигателя.

Принимая во внимание, что расход воздуха через двигатель для заданных условий полета определяется как G_в≈const⋅d², получаем

где d - диаметр вентилятора.

На фиг. 1 показаны полетные к.п.д. ТРДД в условиях крейсерского полета в зависимости от тяги двигателя и диаметра вентилятора. Видно, что при заданной тяге R полетный к.п.д. ТРДД можно повысить только путем увеличения диаметра вентилятора d. В настоящее время диаметры вентиляторов ТРДД достигли своих физических пределов ~ 3 м, а это значит, что возможности повышения полетного к.п.д. практически исчерпаны.

В этих условиях единственный путь повышения экономичности ТРДД - это повышение эффективного к.п.д. ТРДД.

Целью изобретения является повышение экономичности ТРДД.

Известен двухконтурный турбореактивный двигатель, состоящий из входного устройства, вентилятора, внутреннего контура, внутри которого расположены: компрессор с отбором воздуха для охлаждения турбины, камера сгорания, турбины; внешнего контура, внутри которого расположен теплообменник, в котором циркулирует воздух, поступающий из смесителя, в котором смешиваются воздух, поступающий из компрессора, и воздух, поступающий из теплообменника, сужающееся сопло (патент RU 2617026 С1, 2017 г).

Известны турбовинтовые газотурбинные двигатели с регенерацией тепла (Теория и расчет воздушно-реактивных двигателей / Под ред. С.М. Шляхтенко - М.: Машиностроение, 1987, с. 354, рис. 11.3).

Известны турбовальные газотурбинные двигатели, у которых за свободной турбиной устанавливается диффузорный патрубок, который позволяет повышать перепад давлений на свободной турбине больше, чем располагаемый перепад давлений (Нечаев Ю.Н., Федоров P.M. Теория авиационных газотурбинных двигателей. Ч.2. М.: Машиностроение, 1978, с. 268, рис. 19.2).

Поставленная цель достигается тем, что двухконтурный турбореактивный двигатель, состоящий из входного устройства, вентилятора, внутреннего контура, внутри которого расположены: компрессор с отбором воздуха для охлаждения турбины, камера сгорания, турбины; внешнего контура, внутри которого расположен теплообменник, внутри которого циркулирует воздух, поступающий из смесителя, в котором смешиваются воздух, поступающий из компрессора, и воздух, поступающий из теплообменника, снабжен теплообменником, который является продолжением внутреннего контура, расположен внутри внешнего контура - за первым теплообменником, соединяет через выхлопные патрубки внутренний контур с атмосферой.

Сущность изобретения заключается в том, что использование первого теплообменника позволяет повысить температуру газа перед турбиной ТРДД, а использование второго теплообменника - понизить температуру выхлопных газов, что в соответствии со вторым законом термодинамики означает повышение термического (эффективного) к.п.д. цикла тепловой машины (ТРДД).

Рабочие параметры ТРДД предпочтительно иметь предельно высокими: температура газа пред турбиной более 2300 К; суммарная степень повышения давления воздуха более 40. Диаметр вентилятора - более 2,5 метра.

На фиг. 1 показана зависимость полетного к.п.д. ТРДД от тяги двигателя и диаметра вентилятора;

на фиг. 2 показан ТРДД;

на фиг. 3 показан термодинамический цикл ТРДД (внутренний контур);

на фиг. 4 показан термодинамический цикл ТРДД (наружный контур);

на фиг. 5 показана зависимость общего к.п.д. ТРДД от тяги двигателя и диаметра вентилятора;

на фиг. 6 показана зависимость удельного расхода топлива ТРДД от тяги двигателя и диаметра вентилятора.

Двухконтурный ТРД (фиг. 2) состоит из входного устройства 1, вентилятора 2, внутреннего и внешнего контуров.

Во внутреннем контуре расположены: компрессоры 3, камера сгорания 4, турбины 5, выходные патрубки 6, состоящие из диффузорных каналов, которые одновременно являются внутренними каналами теплообменника 7. Внутренние каналы теплообменника 7 пересекают внешний контур и соединяют внутренний контур с атмосферой.

Внешний контур представляет собой кольцевой канал, заканчивающийся сужающимся соплом 8. Внутри внешнего контура расположены: теплообменник 9 (первый теплообменник) и теплообменник 7 (второй теплообменник). Внутренние каналы теплообменника 9 с одной стороны через смеситель 10 соединены с воздушной полостью за компрессорами 3, а с другой стороны - со смесителем 10 через центробежный нагнетатель 11 и воздушными каналами системы охлаждения турбин.

Работа двигателя не отличается от работы ТРДД с раздельными контурами за исключением работы системы охлаждения турбин и выходного устройства.

Работа системы охлаждения турбин осуществляется следующим образом. Горячий воздух отбирается за компрессором двигателя и подается в смеситель 10, и далее в теплообменник 9. Охлажденный в теплообменнике 9 воздух поступает в систему охлаждения турбин 5 и в центробежный нагнетатель 11, который нагнетает его в смеситель 10. В смесителе 10 охлажденный воздух перемешивается с горячим воздухом, поступающим из двигателя. В результате смешения температура горячего воздуха понижается. Образовавшаяся смесь поступает в теплообменник, и цикл повторяется. Снижение температуры воздуха будет продолжаться до тех пор, пока не будет достигнут тепловой баланс между теплом, поступающим в смеситель 10 от двигателя, и теплом, отводимым через теплообменник 9 во внешний контур.

Работа выходного устройства осуществляется следующим образом. В турбинах 5 срабатывается перепад давлений, превышающий располагаемый перепад давлений (отношение давления газа перед турбиной к атмосферному). В результате скорость газа за турбинами увеличивается, а статическое давление становится меньше атмосферного. В диффузорных каналах 6 газ тормозится до скорости, при которой его статическое давление становится равным атмосферному, после чего газ истекает в атмосферу.

Каналы 6, являющиеся внутренними каналами теплообменника 7, обдуваются воздухом внешнего контура, температура которого меньше температуры выхлопных газов. Между горячим газом и воздухом устанавливается тепловой поток, в результате чего температура выхлопных газов понижается, а температура воздуха повышается. Понижение температуры выхлопных газов снижает затраты энергии на их сжатие при торможении в каналах 6, а так же - тепловые потери с выхлопом. Повышение температуры воздуха увеличивает скорость истечения воздуха из сопла 8, которая, как известно, пропорциональна корню квадратному из указанной температуры.

На фиг. 3 показан термодинамический цикл ТРДД (внутренний контур) в Р-υ координатах. Здесь н-в - сжатие воздуха во входном устройстве и вентиляторе; в-к - сжатие воздуха в компрессорах; к-г - процесс подвода теплоты в камере сгорания; г-тк - расширение газа в турбинах привода компрессоров; тк-т - расширение газа в турбине привода вентилятора; т-с - сжатие газа в каналах выходного патрубка. Сжатие газа происходит с отводом тепла во внешний контур ТРДД (температура газа приближается к температуре воздуха наружного контура Т_в^* - точка с). Работа цикла внутреннего контура L_ц1 (площадь н-к-г-т-с-н) увеличивается на величину затененной области.

На фиг. 4 показан термодинамический цикл ТРДД (внешний контур) в Р-υ координатах. Здесь н-в - сжатие воздуха во входном устройстве и вентиляторе; в-в' - подвод теплоты во внешний контур из внутреннего контура (через теплообменники); в'-с'- расширение газа в сопле внешнего контура (с подводом теплоты). В результате подвода теплоты из внутреннего контура во внешний появляется работа Lц₂ (площадь н-в-в'-с'-н), которая в прототипе отсутствует.

Работа цикла ТРДД складывается из работ внутреннего и внешнего контуров: Lц=Lц₁+m-Lц₂, где m - степень двухконтурности ТРДД. Эффективный к.п.д. ТРДД определяется как отношение работы цикла к подведенной теплоте η_e=(Lц₁+m⋅Lц₂)/Q₁.

Эффективный к.п.д. ТРДД увеличивается по отношению к прототипу тем больше, чем больше степень двухконтурности m и работа внешнего контура Lц₂. Степень двухконтурности m тем больше, чем больше при прочих равных условиях температура газа перед турбиной, величина которой напрямую зависит от эффективности первого теплообменника, которая, в свою очередь, зависит от эффективности второго теплообменника - способности устранять негативные последствия от повышения температуры газа перед турбиной (преобразовывать энергию выхлопных газов в работу Lц₂). Таким образом, совместная работа теплообменников повышает эффективность применения каждого из них - создает интегральный эффект, в результате которого эффективный к.п.д. ТРДД по отношению к прототипу максимально увеличивается.

Оценим газодинамические возможности ТРДД (фиг. 2)

Если допустить, что при достаточно больших значениях m величина m⋅Lц₂, входящая в работу цикла Lц, становится равной потерям работы внутреннего контура, то цикл ТРДД может быть заменен эквивалентным циклом Брайтона (с той же степенью повышения давления), в котором потери отсутствуют. В этом случае эффективный к.п.д. цикла ТРДД будет равен термическому к.п.д. эквивалентного цикла Брайтона, т.е. , где к≈1,33.

Соответственно, общий к.п.д. ТРДД определится как

где

где q(λ_в) - плотность тока на входе в вентилятор,

- давление и температура торможения наружного потока,

σ_вx - коэффициент восстановления давления,

- относительный диаметр втулки вентилятора.

На фиг. 5 показаны значения общих к.п.д., полученные при π_∑=45, q(λ_в)=0,85, σ_вх=0,98, в условиях крейсерского полета (Н=10 км, М=0,8).

Видно (фиг. 5), что в диапазоне тяг R=4000…6000 кгс (d<3 м) общий к.п.д. дозвукового ТРДД составляет 0,45…0,52, что соответствует удельным расходам топлива С_уд=0,37…0,45 кг⋅ч/кгс (фиг. 6).

Двухконтурный турбореактивный двигатель может быть использован в гражданской и военно-транспортной авиации.

Если сравнить удельные расходы топлива (фиг. 6) с удельными расходами топлива лучших дозвуковых ТРДД (Trent 1000, GP7270, PW4460 и др.), то от реализации предлагаемого технического решения можно ожидать снижения расходов топлива в этом классе двигателей ~20…25%, что в стоимостном эквиваленте, учитывая налет самолетов гражданской и военно-транспортной авиации, составит миллиарды долларов в год.

1. Двухконтурный турбореактивный двигатель, состоящий из входного устройства, вентилятора, внутреннего контура, внутри которого расположены: компрессор с отбором воздуха для охлаждения турбины, камера сгорания, турбины; внешнего контура, внутри которого расположен теплообменник, в котором циркулирует воздух, поступающий из смесителя, в котором смешиваются воздух, поступающий из компрессора, и воздух, поступающий из теплообменника, сужающееся сопло, отличающийся тем, что двигатель снабжен теплообменником, который является продолжением внутреннего контура, расположен внутри внешнего контура - за первым теплообменником, соединяет через выхлопные патрубки внутренний контур с атмосферой.

2. Двухконтурный турбореактивный двигатель по п. 1, отличающийся тем, что температура газа перед турбиной более 2300 К.

3. Двухконтурный турбореактивный двигатель по п. 1, отличающийся тем, что суммарная степень повышения давления воздуха более 40.

4. Двухконтурный турбореактивный двигатель по п. 1, отличающийся тем, что диаметр вентилятора более 2,5 м.