Двухконтурный турбопрямоточный реактивный двигатель

Полезная модель относится к авиационным турбопрямоточным двигателям, в газотурбинной части которых используется двухконтурный турбореактивный двигатель с общей форсажной камерой контуров.
Известны схемы турбопрямоточных двигателей, представляющие комбинацию внутреннего газотурбинного контура, каким является двухконтурный турбореактивный двигатель, и наружного прямоточного контура с общей для газотурбинного и прямоточного контуров форсажно-прямоточной камерой сгорания, которая также используется в заявляемой конструкции и является ее существенным признаком. (Теория и расчет воздушно-реактивных двигателей / Под ред. С.М. Шляхтенко, 1987, с. 486, рис. 16.6).
Недостатком таких турбопрямоточных двигателей является необходимость перекрытия прямоточного контура на малых и умеренных сверхзвуковых скоростях полета специальными регулирующими устройствами, а также увеличение диаметральных размеров и веса за счет наличия отдельного прямоточного контура.
Наиболее близким к заявляемой конструкции двигателя является принятый за прототип турбопрямоточный двигатель J58 фирмы Пратт-Уитни, в котором отсутствует отдельный наружный прямоточный контур, а на больших сверхзвуковых скоростях полета увеличивается расход воздуха через наружный контур двухконтурного двигателя с использованием дополнительных перепускных труб и специальных регулирующих устройств, увеличивающих площадь входа в воздухозаборник и наружный контур двигателя (интернет-статьи J58 Pratt-Whitney, интернет-журнал «Армейский вестник», январь 2015, журнал «Авиация и космонавтика», №8…12, 2000).
Использование двухконтурного турбореактивного двигателя с форсажной камерой (ТРДДФ) обеспечивает общую совокупность известных признаков прототипа и заявляемой конструкции турбопрямоточного двигателя. Недостатком двигателя J58 является увеличение веса конструкции за счет наличия перепускных труб и специальных регулирующих устройств для увеличения расхода воздуха через наружный контур и тяги двигателя на прямоточных режимах работы.
Технической задачей, решаемой предлагаемой полезной моделью, является упрощение конструкции турбопрямоточного двигателя и уменьшение его веса за счет исключения отдельного наружного прямоточного контура или перепускных труб и специальных регулирующих устройств, а также уменьшения диаметра внутреннего контура при постоянном диаметре наружного контура двухконтурного турбореактивного двигателя.
Сущность предлагаемой полезной модели заключается в том, что в двухконтурном турбореактивном двигателе, содержащем общий вентилятор контуров, наружный и внутренний контур, включающий последовательно расположенные компрессор, первую камеру сгорания, турбину компрессора, турбину вентилятора, смеситель потоков на выходе из наружного и внутреннего контуров, общую форсажную камеру сгорания и общее регулируемое сопло контуров, СОГЛАСНО ПОЛЕЗНОЙ МОДЕЛИ, между ступенями турбины компрессора расположена вторая камера сгорания.
В случае использования во внутреннем контуре ТРДДФ двухкаскадного компрессора вторая камера сгорания расположена между турбинами компрессоров высокого и низкого давления.
Подвод тепла при сгорании топлива во второй камере производится при условии постоянного эффективного КПД внутреннего контура за счет обеспечения при проектировании максимума степени понижения давления в форсажной камере и регулируемом реактивном сопле, соответствующем максимальной эффективности преобразования подведенного тепла в кинетическую энергию истекающего газа и тягу двигателя.
Это становится возможным исключительно при положении второй камеры сгорания между ступенями турбины компрессора, при котором происходит перераспределение перепада давления между турбиной компрессора, турбиной вентилятора, форсажной камерой и реактивным соплом, при котором последний увеличивается.
Таким образом, наличие второй камеры сгорания обеспечивает увеличение свободной энергии внутреннего контура при сохранении его экономичности, которое используется для уменьшения диаметра внутреннего контура и соответственного увеличения степени двухконтурности.
При сохранении постоянного диаметра наружного контура и степени повышения давления в вентиляторе такое увеличение степени двухконтурности обеспечивает также постоянный полетный и общий КПД двигателя и не приводит к изменению удельной тяги и удельного расхода топлива на умеренных сверхзвуковых скоростях полета, но увеличивает площадь проходного сечения наружного контура и соответственно расход воздуха через этот контур и тягу двигателя исключительно на прямоточных режимах работы с переводом внутреннего контура на пониженный режим работы или режим авторотации при больших сверхзвуковых скоростях полета.
При таком увеличении степени двухконтурности уменьшается также удельный вес двигателя на всех скоростях полета.
На фиг. 1 и 2 изображены схемы заявляемого двигателя с учетом альтернативы известных признаков: на фиг. 1 - схема с однокаскадным компрессором и турбиной компрессора во внутреннем контуре; на фиг. 2 - схема с компрессорами низкого и высокого давления и их турбинами во внутреннем контуре.
Согласно фиг.1, двухконтурный турбопрямоточный реактивный двигатель состоит из вентилятора 1 (В), общего для наружного 2 (НК) и внутреннего контура 3 (ВК), включающего компрессор 4 (К), первую камеру сгорания 5 (КС1), многоступенчатую турбину компрессора 6 (ТК), вторую камеру сгорания 7 (КС2) между ступенями турбины компрессора 6 (ТК), турбину вентилятора 8 (ТВ). На выходе из наружного 2 (НК) и внутреннего 3 (ВК) контуров расположен смеситель потоков контуров 9 (СМ), общая форсажная камера 10 (ФК) и общее регулируемое сопло 11 (PC) контуров.
Работает двигатель следующим образом.
В вентиляторе В воздух сжимается и поступает в наружный НК и внутренний контур ВК, в котором дополнительно сжимается в компрессоре К и поступает в первую камеру сгорания КС1, где его температура повышается. Затем газ высокой температуры поступает в первую ступень турбины компрессора ТК, где расширяется с понижением температуры и поступает во вторую камеру сгорания КС2. После подогрева во второй камере сгорания КС2 газ расширяется с понижением температуры во второй ступени турбины ТК и поступает в турбину вентилятора ТВ, после которой газ низкой температуры поступает в смеситель потоков контуров СМ и затем в общую форсажную камеру контуров ФК, где его температура повышается. После форсажной камеры ФК газ высокой температуры расширяется в регулируемом реактивном сопле PC с увеличением скорости и понижением давления до атмосферного.
*
*
*
*
к∑
r1
г2
в
Согласно расчетам заявляемый турбопрямоточный двигатель имеет два преимущества по сравнению с прототипом и двухконтурными двигателями обычной схемы с одной камерой сгорания во внутреннем контуре: увеличение удельной тяги на прямоточных режимах работы при больших сверхзвуковых скоростях полета и уменьшение удельного веса двигателя на всех режимах и скоростях полета. Так, на режиме крейсерского сверхзвукового полета М=2,8; Н=18…20 км, предшествующем переходу на прямоточный режим работы, при общей степени повышения давления в компрессоре π=8, оптимальной по удельному расходу топлива, и температуре газа в первой камере сгорания T=1500 К, установка второй камеры сгорания с такой же температурой газа Т=1500 К позволяет вдвое увеличить степень двухконтурности с m=1,0 до m=2,0 при постоянной степени повышения давления в вентиляторе π=1,2.
Тогда при переходе на прямоточный режим работы с авторотацией турбокомпрессора при М>2,8 расход воздуха через наружный контур и тяга двигателя увеличатся на 33% соответственно увеличению степени двухконтурноссти.
Установка второй камеры сгорания уменьшает также удельный вес двигателя за счет уменьшения диаметра внутреннего контура при постоянном диаметре наружного контура, а также за счет исключения перепускных каналов и специальных регулирующих устройств. По расчетам заявителя с использованием статистических данных уменьшение удельного веса предлагаемого турбопрямоточного двигателя составляет ≈10% по сравнению с прототипом.