ДВУХКОНТУРНЫЙ ТУРБОРЕАКТИВНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ
DUAL-FLOW TURBOJET ENGINE

Изобретение относится к двухконтурным турбореактивным двигателям авиационного применения, предназначенным для длительной работы при сверхзвуковом полете самолета.
Известен двухконтурный турбореактивный двигатель с форсажной камерой, предназначенный для сверхзвукового полета самолета (С.А.Вьюнов. Конструкция и проектирование авиационных газотурбинных двигателей, стр.8, рис.1.3).
Недостатком такой конструкции является повышенный удельный расход топлива на сверхзвуковых режимах полета, так как повышенная тяга двигателя, необходимая для сверхзвукового полета самолета, создается за счет работы форсажной камеры, что приводит к существенному (примерно в два раза) увеличению удельного расхода топлива.
Наиболее близким к заявляемому является двухконтурный турбореактивный двигатель с теплообменником системы охлаждения турбины в канале наружного контура, а также со смесителем, форсажной камерой и соплом на выходе (Патент РФ №2117804, F02K 3/10, 1998 г.).
Недостатком известной конструкции, принятой за прототип, является повышенный удельный расход топлива из-за повышенных гидравлических потерь, создаваемых воздухо-воздушным теплообменником, загромождающим по высоте весь канал наружного контура. Применение форсажной камеры также существенно увеличивает удельный расход топлива, а сверхзвуковая струя газа на выходе из сопла создает повышенный уровень шума.
Техническая задача, решаемая изобретением, заключается в повышении экономичности двигателя за счет снижения гидравлических потерь в канале наружного контура и снижении уровня шума за счет экранирования высокоскоростной струи газа на выходе из сопла двигателя.
Сущность изобретения заключается в том, что в двухконтурном турбореактивном двигателе с воздухо-воздушным теплообменником в канале наружного контура, а также смесителем и соплом, расположенными на выходе, согласно изобретению теплообменник выполнен секционным и размещен в выемке обтекателя газогенератора с наклоном навстречу потоку воздуха под углом α=(10-30)° к радиальной плоскости, при этом смеситель установлен несимметрично относительно горизонтальной оси двигателя со смещением в верхнюю часть канала наружного контура, выходное сопло на входе выполнено с прямоугольным поперечным сечением, причем нижняя стенка сопла выполнена удлиненной относительно верхней, с выпукло-вогнутой трактовой поверхностью на выходе и с соотношением L/H=1-5, где:
L - размер удлиненной части нижней стенки;
Н - высота горла сопла.
Выполнение теплообменника секционным и размещение его в выемке обтекателя газогенератора позволяет снизить загромождение канала наружного контура с соответствующим снижением гидравлических потерь, что способствует повышению экономичности двигателя.
Выполнение теплообменника с наклоном навстречу потоку воздуха в канале наружного контура под углом (10-30)° к радиальной плоскости позволяет увеличить расход охлаждающего воздуха из канала наружного контура через корневые сечения матрицы теплообменника, что способствует снижению габаритов теплообменника, уменьшает гидравлические потери в канале наружного контура и повышает экономичность двигателя.
Выполнение смесителя потоков газа внутреннего контура и воздуха наружного контура несимметричным относительно горизонтальной оси двигателя со смещением в верхнюю часть канала наружного контура позволяет экранировать высокоскоростную струю газа из внутреннего контура менее скоростным воздушным потоком наружного контура увеличенной толщины в нижней половине двигателя, что снижает уровень шума двигателя в нижней полусфере при взлете сверхзвукового самолета.
Выполнение выходного сопла с прямоугольным поперечным сечением на выходе, с нижней стенкой, удлиненной относительно верхней стенки и с выпукло-вогнутой трактовой поверхностью на выходе, позволяет обеспечить высокие характеристики сопла на дозвуковых и сверхзвуковых режимах полета при малой массе, а также снизить уровень шума при взлете, так как удлиненная стенка сопла также экранирует нижнюю полусферу.
При L/H<1 увеличивается уровень шума в нижней полусфере, при L/H>5 существенно возрастает масса турбореактивного двигателя.
Изобретение проиллюстрировано следующими фигурами.
На фиг.1 показан продольный разрез двухконтурного турбореактивного двигателя, на фиг.2 - элемент I на фиг.1 в увеличенном виде, на фиг.3 - вид А на фиг.2. На фиг.4 представлен вид Б на фиг.1, а на фиг.5 - сечение В-В на фиг.1.
Двухконтурный турбореактивный двигатель 1 состоит из вентилятора 2 с каналом наружного контура 3 и газогенератора 4 с компрессором высокого давления 5, камерой сгорания 6, турбиной высокого давления 7 и турбиной низкого давления 8. Для смешения потока воздуха 9 из канала наружного контура 3 и потока газа 10 на выходе из газогенератора 4 установлен смеситель 11.
Для повышения надежности турбины высокого давления 7 в канале наружного контура 3 установлен воздухо-воздушный теплообменник 12, который выполнен в виде отдельных секций 13, частично по высоте h размещенных в выемках 14 обтекателя 15 газогенератора 4, что существенно снижает загромождение канала наружного контура 3.
Для повышения эффективности работы корневых сечений 16 матрицы 17 теплообменника 12, последний установлен навстречу потоку воздуха 9 в канале наружного контура 3 под углом α=(10-30)° к радиальной плоскости.
Для снижения уровня шума в нижней полусфере при взлете смеситель 11 выполнен несимметричным относительно горизонтальной оси 18 двигателя 1 и смещен в верхнюю половину 19 канала наружного контура 3.
На выходе из двигателя 1 установлено прямоугольное в поперечном сечении сопло 20 с нижней стенкой 21, удлиненной относительно верхней стенки 22, причем трактовая поверхность 23 стенки 21 на выходе 24 выполнена выпукло-вогнутой по оси 25 двигателя 1.
Работает устройство следующим образом.
При длительном сверхзвуковом полете необходимая для этих режимов повышенная тяга двигателя 1 обеспечивается без применения форсажных режимов за счет повышения температуры газа перед турбиной высокого давления 7, что могло бы привести к существенному снижению ее ресурса и поломке. Однако этого не происходит, так как воздухо-воздушный теплообменник 12 существенно снижает температуру охлаждающего воздуха на входе в турбину, что понижает температуру наиболее напряженных деталей турбины и повышает ее ресурс. При этом теплообменник 12, выполненный в виде отдельных секций 13, частично размещенных по высоте h в выемках 14 обтекателя 15 газогенератора 4, оказывает минимальное гидравлическое сопротивление потоку воздуха 9 в канале наружного контура 3, что повышает экономичность двигателя 1 на всех режимах полета.
Нижняя удлиненная стенка 21 прямоугольного сопла 20 совместно с выходящим из сопла 20 потоком воздуха 9 увеличенной толщины обеспечивает всережимное расширение в сопле, экранирует нижнюю полусферу от повышенного шума, генерируемого высокоскоростным потоком газа 10, и существенно улучшает экономические и акустические характеристики двигателя 1 на всех режимах полета.