Результат интеллектуальной деятельности: ДВУХКОНТУРНЫЙ ТУРБОРЕАКТИВНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ

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).

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_г⋅(W_c-V_п) в заданных условиях полета (V_п=const) зависит от расхода газа G_г и скорости его истечения W_c, 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_г, а следовательно, общее количество используемой энергии (энтальпии) где с_р - 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.

Воздушно-реактивные двигатели выступают в двух качествах: как тепловая машина и как движитель. Как тепловая машина ВРД характеризуется эффективным к.п.д. η_е. Как движитель ВРД характеризуется полетным к.п.д. η_п. В целом ВРД характеризуется общим к.п.д. η_о, который определяется как произведение первых двух η_о=η_е⋅η_п.

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

где R - тяга двигателя, G_в - расход воздуха, V_п - скорость полета.

Принимая во внимание, что расход воздуха через двигатель для заданных условий полета (Н=const, V_п=const) определяется как G_в≈const⋅d², получаем

где d - диаметр вентилятора,

где М - число Маха,

q(λ_в) - плотность тока на входе в вентилятор,

- давление торможения наружного потока,

σ_вx - 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.

На фиг. 1 показаны значения полетных к.п.д. ТРДД, полученные в соответствии с формулой (1) при q(λ_в)=0,85, σ_вx=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.

В ТРДД используется термодинамический цикл Брайтона, термический к.п.д. которого определяется как где π_Σ - суммарная степень повышения давления в цикле, k_г - 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_Σ 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.

На фиг. 3 показан термодинамический цикл ТРДД (фиг. 2) в Р-υ координатах. Здесь Lц₁ - внешний цикл (цикл к которому подводится энергия), реализуемый во внутреннем контуре ВРД; Lц₂ - внутренний цикл (цикл, использующий энергию внешнего цикла), реализуемый во внешнем контуре ТРДД; Q₁ и Q₂ - подведенная и отведенная в цикле ТРДД теплота, соответственно. Термический к.п.д. цикла ТРДД (фиг. 2) определяется как η_t=η_t1+η_t2-η_t1⋅η_t2, где η_t1 - термический к.п.д. первого цикла, η_t2 - термический к.п.д. второго цикла.

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 Lц₁ имеет полезную работу большую, чем аналогичный цикл Брайтона (на величину затененной площади), кроме этого, внутренние потери в цикле Lц₂ минимизированы, поэтому отличия эффективных к.п.д. циклов Lц₁ и Lц₂ 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_е≈0,9⋅η_t.

На фиг. 4 показана зависимость эффективного к.п.д. η_е цикла ТРДД (рис. 3) от суммарной степени повышения давления π_Σ и степени повышения давления в вентиляторе π_в. Степень повышения давления в вентиляторе π_в=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).

Видно (фиг. 4), что эффективный к.п.д. ТРДД (фиг. 2) в зависимости от π_Σ и π_в превосходит аналогичный к.п.д. ТРДД Люльки (η_е ~ 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.