ТУРБОРЕАКТИВНЫЙ ДВУХКОНТУРНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ
TURBOJET DOUBLE-FLOW ENGINE

Изобретение относится к области авиастроения и, в частности, к широкофюзеляжным самолетам со скоростью полета порядка 900 км/ч с турбореактивными двухконтурными двигателями (ТРДД).
Известен самолетный «Турбореактивный двигатель с рекуператором тепла», (патент RU №2449144 С1, МПК F02C 7/10 (2006.01), опубликовано 27.04.2012), авторов Белоусова В.А. и др., содержащий теплообменник нагрева воздуха за компрессором выхлопными газами турбины и установленный сразу за компрессором внутри двигателя. КПД двигателя увеличивается, однако при высоких степенях повышения давления в компрессорах турбореактивных двигателей (ТРДД) температуры выходов компрессора и турбины отличаются по величине не настолько, чтобы установка рекуператора целесообразна для повышения КПД, так как она увеличивает массу и поперечный габарит ТРДД.
Известна стационарная турбокомпрессорная установка «Центробежный компрессор» (патент RU 2544912 С2, МПК F04D 17/00 (2006.01), опубликовано 20.03.2015), авторов Евгеньев С.С. и др., содержащая две последовательно включенные центробежные ступени с механически объединенным рабочим колесом. Положительным является то, что увеличивается конечное давление центробежного компрессора, что делает возможным использование последнего в качестве каскада высокого давления ТРДД. Повышение КПД последнего каскада центробежного по сравнению с осевым компрессором будет заметным при общей степени повышении давления более сорока, когда трудно приспособится к неравномерной эпюре скоростей потока последних ступеней компрессора из-за множества ступеней (большой длины) всего осевого компрессора. Сложная конфигурация вращающего покрывного диска внутри рабочих лопаток снижает прочность центробежного колеса, что не дает возможность увеличить его окружную скорость. В случае его применения в авиационной технике в качестве последнего каскада небольшие окружные скорости рабочего колеса понизят параметры расходной и напорной характеристик данного* центробежного компрессора. Расположение второй ступени над первой при увеличенных ступенях сжатия воздуха уменьшает ширину ее проточной части, что уменьшает КПД данной ступени, при этом первая ступень не использует все возможности для увеличения расхода турбокомпрессора.
За прототип предлагаемого устройства принят самолет с ТРДД, у которого «Авиационный двигатель, снабжен средством теплового обмена», (RU 24582412 МПК F02K 3/115 (2006.01), F02C 7/08 (2006.01), опубликовано 10.09.2009) авторов БРО Мишель (FR) и др. Авиационный двигатель представляет собой двухконтурный турбореактивный двигатель (ТРДД) с промежуточным охлаждением первичного потока вторичным потоком, отбираемым от вентиляторного контура в теплообменнике, расположенном между каскадами осевого компрессора основного контура. Уменьшение работы сжатия компрессора с промежуточным охлаждением увеличивает полезную работу устройства. Однако для расположения теплообменника промежуточного охлаждения не используется пространство над корпусом последнего каскада высокого давления, характерное для ТРДД с высокой степенью двухконтурности. Кроме того, встроенный в основной контур промежуточный теплообменник увеличивает длину осевого многокаскадного компрессора и ТРДД, что ограничивает степень повышения давления осевого компрессора ТРДД. Гидравлические потери контура повышенного давления (вторичного потока отбираемого от вентиляторного контура) на промежуточном теплообменнике чувствительны для термодинамического цикла данного двигателя из-за низких степеней повышения давления вентилятора двигателя и небольшой разницы тепловых потоков теплообменника.
Техническая проблема, на решение которой направлено изобретение, заключается в увеличении дальности полета, уменьшении числа двигателей, уменьшении трудозатрат в процессе их изготовления и доводки.
Технический результат при осуществлении данного изобретения определяется за счет повышенных эффективности и тяги двигателя, давления и температуры перед турбиной, увеличения степени двухконтурности двигателя, упрощения конструкции горячих частей и всех каскадов многокаскадного двигателя.
Технический результат достигается тем, что в турбореактивном двухконтурном двигателе, первичный контур промежуточного теплообменника которого связан на выходе с последним каскадом компрессора, новым является то, что последний каскад, включающий центробежный компрессор, камеру сгорания двигателя и центростремительную турбину, расположен вдоль оси двигателя и внутри его внешнего контура, промежуточный теплообменник с патрубками входа и выхода расположен внутри пилона турбореактивного двухконтурного двигателя, первичный и вторичный контуры промежуточного теплообменника на входе связан с выходом предпоследнего каскада компрессора и сообщен с атмосферой соответственно, при этом входное отверстие тракта вторичного контура промежуточного теплообменника расположено в области невозмущенного потока фюзеляжа.
Центробежный компрессор двухступенчатый с рабочими лопатками ступеней на одном диске с двух сторон и выходом воздушного потока последней ступени через отверстия в обратном спрямляющем аппарате первой ступени.
Двигатель (ТРДД) установлен на конце, а промежуточный теплообменник и патрубки входа и выхода из его первичного контура внутри хвостового оперения самолета.
За промежуточным теплообменником в выходном тракте установлены перемещаемые в тракт и обратно в полости хвостового оперения вентиляторы запуска с электродвигателями.
Перед компрессором третьего каскада установлен смеситель, у которого на входе имеется патрубок выхода воздуха первичного контура промежуточного теплообменника и дополнительный патрубок с выхода компрессора второго каскада.
На фиг. 1 представлена конструктивная схема предлагаемого ТРДД.
На фиг. 2 представлена конструктивная схема предлагаемого последнего (третьего) каскада ТРДД.
На фиг. 3 представлена конструктивная схема предлагаемого хвостового оперения (пилона) самолета.
На фиг. 4 представлена конструктивная схема предлагаемого ТРДД с частичным отводом сжатого воздуха первичного контура на промежуточный теплообменник.
ТРДД (фиг. 1) содержит 3-х каскадный двигатель 1 с вентилятором и компрессором первого каскада 2, приводимыми во вращение своей турбиной 3, компрессором второго каскада 4, приводимом во вращение своей турбиной 5 и центробежным компрессором 6 3-его каскада 7, приводимом во вращение своей центростремительной турбиной 8, на входе в которую расположена камера сгорания двигателя 9. Между вторым и третьим каскадами в пилоне 10 двигателя 1 установлен промежуточный теплообменник 11, вторичный контур которого сообщен с атмосферой, со своими входным 12 и выходным 13 патрубками, взаимодействующими с выходом из компрессора второго каскада и входом в центробежный компрессор третьего каскада, расположенным вдоль оси двигателя в пределах наружного контура вентилятора 2 двигателя. Короткий патрубок 14 связывает выход из центростремительной турбины 7 третьего каскада с входом в турбину 5 второго каскада. Входное отверстие 15 входного тракта промежуточного теплообменника с лопаточным диффузором 19 перед промежуточным теплообменником расположено в области невозмущенного потока фюзеляжа.
Конструкция третьего каскад двигателя (фиг. 2) содержит центробежный компрессор 6 двухступенчатый с рабочими лопатками ступеней на одном диске 16 с двух сторон и выходом воздушного потока последней ступени через отверстия в лопатках обратного спрямляющего аппарата 17 первой ступени. На выходе центробежного компрессора перед центростремительной турбиной установлена камера сгорания 9.
Конструктивная схема хвостового оперения самолета (фиг. 3) включает в себя тракт 18 промежуточного теплообменника, лопаточный диффузор 19, промежуточный теплообменник 11 и выходное сопло горячего воздуха 20. В процессе запуска двигателя (при работе на земле) установленные в тракте 18 за промежуточным теплообменником вентиляторы 21 с электродвигателями 22 перемещаются с двух сторон из свободных пространств хвостового оперения. Хвостовое оперение 23 закреплено на фюзеляже 24.
Конструктивная схема с частичным отводом сжатого воздуха первичного контура на промежуточный теплообменник (фиг. 4), кроме всего перечисленного, содержит воздушный смеситель 25, установленный перед компрессором третьего каскада, к нему подключен патрубок 13 и дополнительный патрубок 26.
Устройство работает следующим образом. В полете воздух поступает на вход вентилятора 2 первого каскада осевого компрессора, поджимается в последнем и расположенным за ним осевом компрессоре второго каскада до малых удельных объемов. Сильно уменьшенный объемный расход поступает на вход центробежного компрессора, сжимается и поступает на вход камеры сгорания высокой температуры. После сжигания топлива газ поступает на центростремительную турбину 7 и далее расширяется с совершением работы в турбинах второго, третьего каскадах и сопле двигателя.
После осевого компрессора второго каскада воздух может поступить на промежуточный теплообменник 10, в котором он охладится потоком атмосферного воздуха, следующего в тракте 18 промежуточного охлаждения теплообменника пилона (хвостового оперения) двигателя. Не высокая температура воздуха, отбираемого за компрессором, улучшит охлаждение горячих лопаток и дисков турбин третьего каскада, поэтому топливовоздушная смесь в данном случае может сжигаться при коэффициенте стехиометрического состава близком к единице. Сильно подогретый воздух в тракте промежуточного теплообменника при выбросе через сопло 20 создаст дополнительную тягу.
Замена типа компрессора последнего каскада позволит значительно увеличить его степень повышения давления, так как центробежный компрессор не боится плохого распределения скоростей воздушного потока по высоте входного канала и лучше приспособлен для работы в условиях повышенных температур, сопутствующих высоким степеням повышения давления. При этом растет КПД термодинамического цикла двигателя и снимаемая работа с каждого килограмма расхода воздуха основного контура. Кроме того, конструкция многоопорного двигателя упростилась благодаря отсутствию горячих частей камеры сгорания, сокращению его длины и числа опор, тогда как перенос камеры сгорания в отдельно стоящий жесткий двух опорный блок из центробежных турбоагрегатов упростил конструкцию двигателя и повысил надежность эксплуатации. Отсюда путь к освобождению от планетарного редуктора вентилятора ТРДД с высокой степенью двухконтурности и дополнительное увеличение эффективности двигателя.
При использовании промежуточного теплообменника на атмосферном потоке воздуха температура компрессора последнего каскада сильно снизится, что позволит подвести больше тепла в камере сгорания, повысить обороты данного каскада и далее поднять степень повышения давления последнего каскада до величины порядка шести и более, а всего компрессора больше двухсот. Снижение температуры отбираемого за компрессором воздуха на нужды охлаждения рабочих лопаток турбин позволит увеличить максимальную температуру цикла (приблизится к ее значениям для пар компонентов топлива, соответствующих коэффициенту α=1). Величина степени двухконтурности предлагаемого двигателя и степень повышения давления каскадов настолько велики, что позволят расположить последний каскад двигателя в пределах ТРДД, а промежуточный теплообменник внутри пилона (хвостового оперения). Поток воздуха, проходящий через теплообменник с допустимым уровнем гидравлических потерь благодаря значительному увеличению своей температуры повысит свою скорость и создаст добавочную тягу, которая как минимум скомпенсирует потери (гидравлические и тепла) в патрубках переброски компрессорных потоков воздуха. Возможен оптимизированный вариант с частичным отводом сжатого воздуха первичного контура на промежуточный теплообменник с более компактными пилоном, промежуточным теплообменником и всеми патрубками ТРДД.
Таким образом, предлагаемый ТРДД со скорость, полета порядка 900 км/ч прост по конструкции и обладает повышенной эффективностью.