ДВУХКОНТУРНЫЙ ТУРБОРЕАКТИВНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ
DOUBLE-FLOW JET TURBINE ENGINE

Изобретение относится к авиадвигателестроению.
В 1941 году инженер A.M. Люлька, впоследствии генеральный конструктор, академик, получил авторское свидетельство (Авт. свид. СССР №117179, 1941) на газодинамическую схему двухконтурного турбореактивного двигателя (ТРДД).
г
c
п
п
г
c
г
р
В ТРДД было предложено распределять энергию топлива на  массу газа, что при той же тяге двигателя позволило уменьшить расход топлива. Сущность изобретения Люльки состоит в том, что тяга двигателя R≈G⋅(W-V) в заданных условиях полета (V=const) зависит от расхода газа G и скорости его истечения W, но при этом не безразлично, в какой пропорции находятся эти величины. Дело в том, что скорость истечения газа, как известно, пропорциональна корню из температуры газа перед соплом  соответственно, температура газа пропорциональна квадрату скорости истечения, т.е.  Поэтому, увеличивая расход газа и снижая скорость его истечения, мы снижаем температуру  быстрей, чем увеличиваем расход G, а следовательно, общее количество используемой энергии (энтальпии)  где с - удельная теплоемкость газа, для получения той же тяги R будет снижаться, что означает повышение эффективности использования энергии топлива воздушно-реактивным двигателем (ВРД).
Газодинамическая схема A.M. Люльки сегодня является наиболее эффективной схемой для дозвуковых ВРД.
е
п
о
о
е
п
Воздушно-реактивные двигатели выступают в двух качествах: как тепловая машина и как движитель. Как тепловая машина ВРД характеризуется эффективным к.п.д. η. Как движитель ВРД характеризуется полетным к.п.д. η. В целом ВРД характеризуется общим к.п.д. η, который определяется как произведение первых двух η=η⋅η.
Академиком Б.А. Стечкиным получено соотношение (Теория и расчет воздушно-реактивных двигателей / Под ред. С.М. Шляхтенко - М.: Машиностроение, 1987, с. 50), позволяющее определять полетный к.п.д. ТРДД
в
п
где R - тяга двигателя, G - расход воздуха, V - скорость полета.
п
в
2
Принимая во внимание, что расход воздуха через двигатель для заданных условий полета (Н=const, V=const) определяется как G≈const⋅d, получаем
где d - диаметр вентилятора,
где М - число Маха,
в
q(λ) - плотность тока на входе в вентилятор,
- давление торможения наружного потока,
вx
σ - коэффициент восстановления давления во входном устройстве,
- относительный диаметр втулки вентилятора.
Из (1) следует, что если известны (заданы) условия полета и тяга двигателя, то полетный к.п.д. ТРДД определяется диаметром его вентилятора (чем больше диаметр вентилятора, тем больше полетный к.п.д.).
Для дозвуковых ТРДД крейсерскими условиями полета являются: высота Н=10 км и скорость М=0,8. Потребный диапазон тяг в условиях крейсерского полета составляет R=3000…7000 кгс.
в
вx
На фиг. 1 показаны значения полетных к.п.д. ТРДД, полученные в соответствии с формулой (1) при q(λ)=0,85, σ=0,98, в условиях крейсерского полета (Н=11 км, М=0,8) для различных R и d.
Диаметры вентиляторов современных ТРДД (TRENT 1000, GE90 и др.) приблизились к своим предельным значениям (d=3,0…3,2 м), из чего следует, что возможности ТРДД Люльки как движителя исчерпаны.
Σ
г
Σ
В ТРДД используется термодинамический цикл Брайтона, термический к.п.д. которого определяется как  где π - суммарная степень повышения давления в цикле, k - показатель адиабаты. Эффективный к.п.д. ТРДД как минимум на 20% ниже термического к.п.д., т.е.  Суммарные степени повышения давления современных ТРДД достигли 45. Повышение π более 45 ведет к росту доли внутренних потерь в цикле Брайтона и, как следствие, снижению эффективного к.п.д. (там же, с. 35, рис. 1.15), а следовательно, возможности ТРДД Люльки как тепловой машины также исчерпаны.
Максимальный общий к.п.д., который теоретически может иметь ТРДД Люльки, составляет ~ 40%.
Целью изобретения является повышение общего к.п.д. ТРДД до 50% и более.
Известен двухконтурный турбореактивный двигатель, состоящий из входного устройства, вентилятора, внутреннего контура, внутри которого расположены: компрессор, камера сгорания, турбина, газовые каналы теплообменника-регенератора, выхлопной патрубок; внешнего контура, внутри которого расположены воздушные каналы теплообменника-регенератора, сопло (патент RU 2669420 С1, 2018).
Для достижения поставленной цели автором использован метод внутренних термодинамических циклов (Письменный В.Л. Внутренние термодинамические циклы // М. - Конверсия в машиностроении. 2006, №3. С. 5-10).
Поставленная цель достигается тем, что в двухконтурном турбореактивном двигателе, состоящим из входного устройства, вентилятора, внутреннего контура, внутри которого расположены: компрессор, камера сгорания, турбина, газовые каналы теплообменника-регенератора, выхлопной патрубок; внешнего контура, внутри которого расположены воздушные каналы теплообменника-регенератора, сопло, выхлопной патрубок расположен на входе в вентилятор двигателя.
Сущность изобретения заключается в том, что повышение перепада давлений в турбине больше располагаемого (отношение давления перед турбиной к атмосферному давлению) и передача всей теплоты выхлопных газов из внутреннего контура ТРДД в наружный позволяет увеличить работу цикла тепловой машины без дополнительных затрат энергии.
Предпочтительно иметь: температуру газа пред турбиной более 2300 К, суммарную степень повышения давления воздуха более 40, степень повышения давления воздуха в вентиляторе 2,0…2,5, диаметр вентилятора более 3-х метров.
На фиг. 1 показана зависимость полетного к.п.д. ТРДД от тяги двигателя и диаметра вентилятора;
на фиг. 2 показана схема ТРДД;
на фиг. 3 показан термодинамический цикл ТРДД;
на фиг. 4 показана зависимость эффективного к.п.д. ТРДД от суммарной степени повышения давления в двигателе и степени повышения давления в вентиляторе.
Воздушно-реактивный двигатель (фиг. 2) состоит из входного устройства 1, вентилятора 2, внутреннего и внешнего контуров.
Во внутреннем контуре расположены: компрессор 3, камера сгорания 4, турбина 5, полость низкого давления (газовые каналы) теплообменника-регенератора 6, выходной патрубок 7, расположенный на входе в вентилятор 2. Между компрессором и вентилятором расположен редуктор.
Внешний контур представляет собой кольцевой канал, заканчивающийся сужающимся соплом 8. Внутри внешнего контура расположены воздушные каналы теплообменника-регенератора 6, которые соединяют полость за вентилятором 2 с соплом 8. Внутренняя полость теплообменника 6 с одной стороны соединена с выходом из турбины 5, а с другой стороны - с входом в вентилятор 2 (через патрубок 7).
Работа двигателя не отличается от работы ТРДД (Авт. свид. СССР № 117179, 1941) за исключением работы теплообменника 6.
Горячий газ из турбины 5 истекает во внутреннюю полость теплообменника 6. Охлажденный в теплообменнике 6 газ через патрубок 7 истекает в полость, расположенную на входе в вентилятор 2. С целью улучшения теплообмена горячий газ в теплообменнике 6 принудительно (за счет кинетической энергии газа) циркулирует. Статическое давление за турбиной поддерживается ниже атмосферного. Вентилятор 2 за счет создаваемого им разряжения на входе выкачивает газ из газовой полости теплообменника 6, кроме этого, скорость истечения газа из турбины 5 делают повышенной, что способствует еще большему понижению статического давления.
Для поддержания температуры газа перед турбиной 2300 К и более используется воздушно-жидкостное охлаждение лопаток турбины (патент RU 2612482 С1, 2017). Для этих целей на борту летательного аппарата имеется запас воды.
1
2
1
2
t
t1
t2
t1
t2
t1
t2
На фиг. 3 показан термодинамический цикл ТРДД (фиг. 2) в Р-υ координатах. Здесь Lц - внешний цикл (цикл к которому подводится энергия), реализуемый во внутреннем контуре ВРД; Lц - внутренний цикл (цикл, использующий энергию внешнего цикла), реализуемый во внешнем контуре ТРДД; Q и Q - подведенная и отведенная в цикле ТРДД теплота, соответственно. Термический к.п.д. цикла ТРДД (фиг. 2) определяется как η=η+η-η⋅η, где η - термический к.п.д. первого цикла, η - термический к.п.д. второго цикла.
1
2
1
2
е
t
Внешний и внутренний циклы (фиг. 3) являются циклами Брайтона, термические к.п.д. которых определяются степенями повышения давления в соответствующих конурах двигателя  Эффективный к.п.д. цикла Брайтона в составе ГТД обычно на 20% меньше термического к.п.д. В нашем случае цикл Lц имеет полезную работу большую, чем аналогичный цикл Брайтона (на величину затененной площади), кроме этого, внутренние потери в цикле Lц минимизированы, поэтому отличия эффективных к.п.д. циклов Lц и Lц от термических к.п.д. аналогичных циклов Брайтона будут как минимум в два раза меньше, чем в классическом ГТД. Для оценки эффективного к.п.д. цикла ТРДД (фиг. 3) примем расчетную формулу η≈0,9⋅η.
е
Σ
в
в
На фиг. 4 показана зависимость эффективного к.п.д. η цикла ТРДД (рис. 3) от суммарной степени повышения давления π и степени повышения давления в вентиляторе π. Степень повышения давления в вентиляторе π=1,5…2,5 выбирается из условия обеспечения докритического (критического) течения газа в сужающемся сопле, что необходимо для получения максимальных значений полетного к.п.д. (фиг. 1).
Σ
в
е
Видно (фиг. 4), что эффективный к.п.д. ТРДД (фиг. 2) в зависимости от π и π превосходит аналогичный к.п.д. ТРДД Люльки (η ~ 50%) на 8…15%, то есть в 1,16…1,3 раза. Соответственно, общий к.п.д. ТРДД (фиг. 2) составит 46…52% и более, что является абсолютным максимумом среди известных ВРД.
Повышение общего к.п.д. ТРДД до 50…52% означает уменьшение расхода топлива по отношению к ТРДД пятого поколения на 20…25%, что позволяет при прочих равных условиях увеличить полезную нагрузку летательного аппарата на массу сэкономленного топлива, снизить стоимость авиационных перевозок.
Доля затрат на авиатопливо в общих расходах авиакомпаний сегодня приближается к 30%. Снижение расхода топлива на указанные 20…25% эквивалентно снижению общих расходов авиакомпаний на 5…7%, что в стоимостном выражении составляет более 10 млрд. долларов в год.