Результат интеллектуальной деятельности: АВИАЦИОННАЯ СИЛОВАЯ УСТАНОВКА И СПОСОБ ЕЕ РЕГУЛИРОВАНИЯ

Изобретение относится к авиадвигателестроению, самолетостроению.

Наибольшая газодинамическая эффективность воздушно-реактивного двигателя (ВРД) достигается при максимальных коэффициентах расхода воздуха K_G, представляющих собой отношение действительного расхода воздуха к теоретически возможному.

Данное положение является следствием второго закона механики, определяющего тягу ВРД как произведение расхода газа на разность скоростей истечения газа из сопла и полета: R_дв≈G_г⋅(W_c-V_п). Из этого следует, что одну и ту же тягу ВРД при V_п=const можно получить двумя способами: либо за счет расхода газа G_г - «холодное» форсирование ВРД, либо за счет скорости его истечения W_с - «горячее» форсирование ВРД.

«Холодное» форсирование ВРД как способ повышения тяги эффективней, чем «горячее» по причинам: а) отсутствует ограничение по тяге двигателя (теоретически расход газа можно сделать сколь угодно большим, температуру - нет); б) при той же тяге подогрев газа при «холодном» форсировании всегда ниже, чем при «горячем», а значит, меньше теплоты уходит в окружающую среду - выше газодинамическая эффективность (общий кпд) двигателя.

«Горячее» и «холодное» форсирование тяги (мощности) ВРД как способы не являются самостоятельными - это две составных части одного и того же принципа получения реактивной силы, поэтому, увеличивая долю одного из способов в тяге (мощности) ВРД, мы снижаем долю другого, и наоборот. При этом, чем выше доля «холодного» форсирования в тяге (мощности) ВРД, тем выше газодинамическая эффективность двигателя в целом. Этот факт следует рассматривать как общее положение теории ВРД.

Показателем доли «холодного» форсирования в тяге (мощности) ТРД является коэффициент расхода воздуха K_G=const⋅q(λ_вк), где q(λ_вк) - плотность тока на входе в компрессор.

Целью изобретения является оптимизация летно-технических характеристик ТРД сверхзвуковых маневренных летательных аппаратов.

Известны силовые авиационные установки, состоящие из входного устройства, турбокомпрессора, выходного устройства (Теория, расчет и проектирование авиационных двигателей и энергетических установок. Под ред. В.А. Сосунова, В.М. Чепкина - М.: Изд-во МАИ, 2003, с. 18, рис. 1.1).

Для улучшения летно-технических характеристик ТРД подогрев газа (отношение температуры газа перед турбиной к температуре наружного воздуха) и степень повышения давления воздуха (отношение давления газа за компрессором к давлению наружного воздуха) увеличивают (там же, с. 29, рис. 1.11). Лопатки ТРД делают из жаропрочных сплавов (монокристаллические лопатки), охлаждают воздухом (П.К. Казанджан, Н.Д.Тихонов, А.К. Янко. Теория авиационных двигателей. М.: Машиностроение, 1983, с. 1884-193). При этом эффективность охлаждения зависит от температуры и расхода охлаждающего воздуха, который зависит от количества охлаждаемых венцов турбины и коэффициента интенсивности охлаждения лопаток (там же с. 195, рис. 11.8, 11.9).

Для понижения температуры охлаждающего воздуха в ТРД используют теплообменные устройства (Теория, расчет и проектирование авиационных двигателей и энергетических установок. Под ред. В.А. Сосунова, В.М. Чепкина - М.: Изд-во МАИ, 2003, с. 656, рис. 22.1).

Температура газа перед турбиной современных ТРД достигает 2000 К, лопаток - 1250 K. При температуре газа 2400 K начинается диссоциация продуктов сгорания. В связи с этим температуру 2400 K можно рассматривать как предельную для ТРД с точки зрения целесообразности ее дальнейшего повышения (увеличиваются потери теплоты).

Указанная температура реализуется, если в состав силовой установки, состоящей из входного устройства, турбокомпрессора с отбором воздуха для охлаждения лопаток турбины, выходного устройства добавить воздухо-воздушный радиатор, разделительной поверхностью которого является обшивка летательного аппарата, например крыла, под которой размещены воздушные каналы. На входе и выходе из воздушных каналов размещены входной и выходной ресиверы, к которым подводится и отводится воздух, соответственно. Ресиверы соединены между собой нагнетателем, который перекачивает часть воздуха из выходного ресивера во входной.

Предпочтительно иметь:

степень повышения давления в компрессоре 20÷25;

двухступенчатую турбину;

керамические сопловые аппараты;

центробежный нагнетатель.

Сущность изобретения заключается в том, что интеграция турбореактивного двигателя с планером летательного аппарата позволяет за счет хладоресурса атмосферы, который практически не ограничен, повысить температуру газа перед турбиной двигателя до 2400 K и более.

Однако для достижения поставленной цели этого недостаточно. В ТРД, наряду с высокой температурой газа, необходимо реализовать максимальные коэффициенты расхода воздуха K_G.

Чтобы K_G в ТРД были максимальными, необходимо поддерживать максимальную плотность тока на входе в компрессор , где . Откуда, . Здесь - относительная приведенная частота вращения компрессора; - относительная физическая частота вращения компрессора.

Исходя из этого правила, основным принципом регулирования ТРД должно являться поддержание максимально-возможной приведенной частоты вращения компрессора во всех возможных условиях работы двигателя.

Основной принцип регулирования ТРД реализуется посредствам способа (закона) регулирования ТРД, заключающегося в поддержании постоянной приведенной частоты вращения компрессора () во всем эксплуатационном диапазоне высот и скоростей полета летательного аппарата с ограничениями по: температуре газа перед турбиной Тг^*; температуре лопаток турбины Тлт; температуре лопаток компрессора Тлк; физической частоте вращения турбокомпрессора ; максимальному перепаду давлений на турбине πт_max; минимальному запасу устойчивости компрессора ΔКу_min.

Закон регулирования ТРД не является новым: используется как ограничитель максимального значения приведенной частоты вращения компрессора с целью обеспечения устойчивой работы двигателя на дозвуковых скоростях полета (Теория и расчет воздушно-реактивных двигателей. Под ред. С.М. Шляхтенко. М.: Машиностроение, 1987, с. 232). На сверхзвуковых скоростях полета этот закон не используется, так как потребный диапазон изменения параметров ТРД превышает эксплуатационный.

Сущность изобретения заключается в том, что повышение температуры газа перед турбиной до 2400 K и более, которое стало возможным в результате включения в состав авиационной силовой установки воздухо-воздушного радиатора, позволяет использовать закон регулирования ТРД в новых условиях (сверхзвуковые скорости полета) по новому назначению (повышение экономичности и форсирование тяги двигателя). На фиг. 1 изображена авиационная силовая установка; на фиг. 2 изображены дроссельные характеристики ТРД; на фиг. 3 изображены скоростные характеристики ТРД; на фиг. 4 изображена характеристика компрессора в системе ТРД; на фиг. 5 изображена сравнительная таблица.

Авиационная силовая установка (фиг. 1) состоит из входного устройства 1, турбокомпрессора 2, выходного устройства 3, воздухо-воздушного радиатора 4, расположенного в крыле летательного аппарата. Воздухо-воздушный радиатор 4 состоит из обшивки крыла, входного ресивера 5, выходного ресивера 6, центробежного нагнетателя 7. Под обшивкой крыла размещен воздушный канал, который охватывает крыло сверху и снизу в продольном направлении. В начале и конце воздушного канала размещены входной 5 и выходной 6 ресиверы, к которым подводится воздух высокого давления, отбираемый за компрессором, и отводится охлажденный воздух в систему охлаждения турбокомпрессора, соответственно. Кроме этого выходной ресивер 6 соединен с входным ресивером 5 через центробежный нагнетатель 7.

Работа авиационной силовой установки не отличается от работы одноконтурного одновального ТРД за исключением того, что воздух, забираемый за компрессором для охлаждения лопаток турбины, охлаждается в воздухо-воздушном радиаторе 4.

Работа воздухо-воздушного радиатора осуществляется следующим образом. Воздух, забираемый за компрессором, поступает во входной ресивер 5, и далее движется по воздушному каналу, охватывающему крыло. Обшивка крыла омывается с двух сторон: горячим воздухом изнутри и холодным воздухом снаружи (потоки движутся в перекрестном направлении). Между горячим и холодным воздухом устанавливается тепловой поток, определяемый коэффициентом теплопередачи, градиентом температур и площадью крыла, омываемой воздушными потоками. Охлажденный воздух попадает в ресивер 6, откуда часть воздуха через центробежный нагнетатель 7 возвращается в ресивер 5, а часть - в систему охлаждения турбокомпрессора. Воздух, попавший в ресивер 5 через нагнетатель 7, и горячий воздух, отбираемый за компрессором, смешиваются, в результате температура горячего воздуха понижается. Далее идет повторение цикла охлаждения воздуха в радиаторе, но уже с более низкой начальной температурой. Через несколько циклов температура воздуха в выходном ресивере устанавливается на неком минимальном уровне, зависящем от доли воздуха, перепускаемого через нагнетатель (так называемый коэффициент циркуляции воздуха - отношение расхода воздуха, проходящего через нагнетатель, к расходу воздуха, проходящему через воздушный канал, расположенный под обшивкой крыла).

Исследования показывают, что при коэффициентах циркуляции воздуха более 0,9 температура охлажденного воздуха приближается к температуре обшивки летательного аппарата (разница в температурах 20÷30 град).

Исследования также показывают, что энергетические возможности воздухо-воздушного радиатора достаточны (при необходимости их можно увеличить за счет тех же размеров, например, фюзеляжа) для охлаждения как минимум двух венцов турбины до температуры менее 1200 К при температуре газа перед турбиной не менее 2400 K и скоростях полета летательного аппарата до трех чисел Маха. С целью экономии охлаждающего воздуха сопловые аппараты следует делать керамическими.

Двигатель регулируется по закону с ограничениями, гарантирующими безопасность его эксплуатации.

Ниже приводятся летно-технические характеристики силовой установки (фиг. 1) с исходными данными: взлетная тяга R_o=20000 кгс; исходная степень повышения давления в компрессоре π_ко=25; температура газа перед турбиной на взлетном режиме Т_го^*=2300 K; максимальная температура газа Т_г*=2400 K; минимальный перепад давлений в турбине πт_min=3; максимальный перепад давлений в турбине πт_max=4,4; кпд элементов двигателя - стандартные; потери давления во входном устройстве - стандартные; отбор воздуха на охлаждение 12%; коэффициент циркуляции воздуха в радиаторе - 0,9; коэффициент интенсивности охлаждения в радиаторе - 0,5, в лопатках турбины - 0,7; камера сгорания двухзоновая.

На фиг. 2 представлены дроссельные характеристики в условиях стенда (Н=0, М=0). Малый газ (мг) соответствует относительной частоте вращения компрессора ; максимальный (м) и форсированный (ф) режимы соответствуют . Режимы от малого газа до максимального реализуются при раскрытом сопле (πт_max), форсированный режим - при закрытом сопле (πт_min). Экономичным режимом (эк) является режим .

На фиг. 3 представлены скоростные характеристики, включая регулируемые параметры: , Т_г^*, πт, Т_к^*, Тлт, для высоты полета Н=15 км. До скорости М=2,1 приведенная частота вращения поддерживается постоянной: сначала за счет температуры Т_г^* (до М=1,5), затем - за счет πт; физическая частота вращения увеличивается пропорционально . На скоростях М=2,1÷2,6 частота вращения снижается из-за недостатка мощности турбины (Т_г^*=const, πт=const). На скорости М=2,6 температура воздуха за компрессором Т_к^* достигает 1200 K, что является пределом для лопаток компрессора. Чтобы не перегреть компрессор температура Т_г^* снижают, что уменьшает мощность турбины, в результате чего частота вращения п снижается еще более интенсивно, чем при Т_г^*=const, πт=const. На скорости М=2,8 в результате падения коэффициента расхода воздуха K_G до 0,42 коэффициент тяги C_R снижается до 2,0. Общий кпд двигателя η_о на скорости полета М=2,8 составляет 0,45. Температура лопаток турбины Тлт на всех скоростях полета остается менее 1200 K.

Критичным элементом силовой установки, ограничивающим ее возможности по достижению максимальных скоростей полета, является компрессор (температура лопаток последних ступеней). В связи с этим проблема охлаждения лопаток компрессора становится актуальной.

На фиг. 4 представлена характеристика компрессора в системе ТРД. Новым в этой характеристике является рабочая область компрессора (затененная область). Рабочая область компрессора - это совокупность рабочих линий. Рабочая линия - это совокупность рабочих точек компрессора при πт=const. Использование рабочей области вместо рабочей линии позволяет при тех же изменениях тяги иметь более узкий диапазон изменения приведенной частоты вращения компрессора (), что решает проблему устойчивости компрессора естественным образом (исключаются условия появления неустойчивой работы).

На фиг. 5 изображена таблица, в которой представлены данные двухконтурного турбореактивного двигателя (ТРДДФ) пятого поколения F-135 PW-100 и силовой установки. Из представленных данных следует, что силовая установка по всем показателям качественно превосходит двигатель F-135, который считается лучшим в своем классе. Это означает, что время ТРДДФ фактически закончилось: их место должны занять одновальные высокотемпературные ТРД с регулируемой турбиной. Многовальные ТРД (ТРДФ, ТРДДФ) как газодинамическая схема бесперспективны. Наличие двух и более турбин делает невозможным их регулирование путем изменения πт, а значит, в этих двигателях нельзя реализовать основной принцип регулирования ТРД: поддержание максимально-возможной приведенной частоты вращения компрессора во всех возможных условиях работы двигателя.

Авиационная силовая установка позволяет улучшить тяговые, экономические и весовые характеристики сверхзвуковых маневренных летательных аппаратов.