СПОСОБ РЕГУЛИРОВАНИЯ ОСЕВОГО КОМПРЕССОРА В СИСТЕМЕ ГАЗОТУРБИННОГО ДВИГАТЕЛЯ
ADJUSTMENT OF AXIAL COMPRESSOR OF GAS TURBINE ENGINE

Изобретение относится авиадвигателестроению.
При эксплуатации авиационных газотурбинных двигателей (ГТД) внешние условия (температура и давление воздуха на входе в двигатель) меняются, что ведет к изменению режима работы компрессора и двигателя в целом.
Известны способы регулирования осевых компрессоров:
применение двухкаскадных компрессоров (Теория воздушно-реактивных двигателей. Под ред. С.М. Шляхтенко. М.: «Машиностроение», 1975. С. 97);
изменение угла установки направляющих аппаратов (там же, с. 98÷99);
перепуск воздуха из средних ступеней (там же, с. 99÷101).
Общим недостатком перечисленных способов является то, что их применение не позволяет сохранить расчетный режим работы осевого компрессора в системе ГТД при изменении внешних условий.
Целью изобретения является устранение указанного недостатка.
Известна установка для испытания газотурбинного двигателя с подогревом воздуха на входе, в которой подогрев воздуха осуществляется путем подмешивания выхлопных газов испытуемого двигателя (Э.Л. Солохин. Испытания воздушно-реактивных двигателей. Учебник для вузов по специальности «Авиационные двигатели». М.: «Машиностроение», 1975. С. 132, рис. 3.16а).
Известен способ регулирования осевого компрессора в системе газотурбинной установки, заключающийся в подаче горячего газа, отбираемого из канала, расположенного за турбиной, в канал, расположенный между входным устройством и компрессором двигателя, в количестве, необходимом для поддержания заданной температуры газа на входе в компрессор (патент SU 2002043063 А1, МПК F02C 6/18, 18.04.2002).
Сущность изобретения заключается в том, что температура газа на входе в осевой компрессор ГТД поддерживается постоянной, равной температуре торможения воздуха на крейсерской скорости полета летательного аппарата, что обеспечивает постоянство режима работы компрессора независимо от внешних условий.
Поставленная цель достигается тем, что в ГТД с осевым компрессором горячий газ (продукты сгорания) забирается из канала, расположенного за турбиной, и подводится в канал, расположенный между входным устройством и компрессором, в количестве, необходимом для поддержания постоянной температуры газа на входе в компрессор, равной температуре торможения воздуха на крейсерской скорости полета летательного аппарата, которая как правило является максимальной скоростью полета.
Степень повышения давления газа в компрессоре определяется из условия прочности лопаток компрессора по формуле
*
где Тк - допустимая температура газа за компрессором;
*
Тн - температура торможения воздуха на крейсерской скорости полета ЛА;
ηк - коэффициент полезного действия компрессора.
На фиг. 1 изображена схема ГТД с осевым компрессором;
на фиг. 2 изображена характеристика осевого компрессора;
на фиг. 3 изображена скоростная характеристика ГТД;
на фиг. 4 изображена скоростная характеристика ГТД.
ГТД с осевым компрессором (фиг. 1) состоит из входного устройства 1, щелевого клапана 2, турбокомпрессора 3, выходного устройства 4. Щелевой клапан 2 представляет собой цилиндр с отверстиями, внутри которого находится другой цилиндр (с продольными щелями), поворот которого позволяет перекрывать (за счет изменения расположения щелей относительно отверстий) отверстия наружного цилиндра. Турбокомпрессор 3 состоит из осевого компрессора, камеры сгорания и турбины привода компрессора.
Способ регулирования осевого компрессора осуществляется следующим образом.
На крейсерской скорости полета ЛА клапан 2 закрыт (отверстия перекрыты), температура газа на входе в компрессор равна температуре торможения воздуха (исходная температура). При уменьшении скорости полета ЛА температура воздуха на входе в компрессор становится меньше исходной, что формирует сигнал на открытие клапана 2 (поворот внутреннего цилиндра). Горячий газ из канала, расположенного за турбиной, через открытые отверстия клапана 2 поступает в канал, расположенный между входным устройством и компрессором. В результате смешения воздуха и продуктов сгорания температура газа на входе в компрессор восстанавливается, но уже при новом положении клапана 2.
Аналогичным образом (за счет изменения количества подмешиваемого газа) происходит поддержание исходной температуры газа на входе в осевой компрессор при любом другом изменении внешних условий.
*
*
пр
пр
к
т
Сохранение исходной температуры газа Тв на входе в осевой компрессор при неизменной частоте вращения n обеспечивает независимо от внешних условий неизменный (расчетный) режим работы компрессора: n=const; G=const, и двигателя в целом: π=const; π=const; Tг=const. Здесь:
- приведенная частота вращения ротора;
- приведенный расход воздуха.
На фиг. 2 показана характеристика осевого компрессора в системе ГТД. При данном способе регулирования компрессора рабочая линия вырождается в точку (РТ).
Преимуществом данного способа регулирования является то, что расход воздуха через двигатель и перепад давления на сопле изменяются пропорционально изменению полного давления воздуха на входе в двигатель, что обеспечивает лучшие, чем в известных ГТД, тягово-экономические характеристики двигателя на сверхзвуковых скоростях полета.
<mrow><mover accent="true"><mi>R</mi><mo stretchy="true">¯</mo></mover><mo>=</mo><mi>R</mi><mo>/</mo><mi>R</mi><mi>o</mi></mrow>
<mrow><mover accent="true"><mi>n</mi><mo stretchy="true">¯</mo></mover><mo>=</mo><mn>1</mn></mrow>
о
к
т
*
*
На фиг. 3 и фиг. 4 показаны скоростные характеристики ГТД (фиг. 1). Здесь
- относительная тяга (тяга, отнесенная к стартовой тяге); η - общий коэффициент полезного действия двигателя; М - число Маха. При расчете характеристик заданы рабочие параметры ГТД: Тв=485 К; Тг=1800 К; π=6,8; π=2,85;
, потери в элементах двигателя - стандартные.
о
Анализ характеристик показывает: а) двигатель способен выполнять бесфорсажный полет на скоростях М>2÷2,5; б) общий к.п.д. двигателя на крейсерской скорости полета М=2,5 составляет 43%, что выше, чем у лучших ТРДД (η~36%).
Применение способа решает проблему топливной эффективности ГТД на больших скоростях полета, создает условия для возрождения сверхзвуковой гражданской авиации.