способ форсирования авиационного двигателя

Формула изобретения

1. Способ форсирования авиационного двигателя, заключающийся в подаче углеводородного топлива на вход в компрессор, отличающийся тем, что двигатель - газотурбинный, подача топлива на вход в компрессор сопровождается снижением расхода топлива в основную камеру сгорания на величину, равную расходу топлива, подаваемого на вход в компрессор, расход топлива на входе в компрессор - не более 3% от расхода воздуха.

2. Способ форсирования авиационного двигателя по п.1, отличающийся тем, что топливные форсунки, установленные на входе в компрессор, направлены навстречу воздушному потоку.

Описание изобретения к патенту

Изобретение относится к авиадвигателестроению.

Увеличение скоростей полета сопровождается ухудшением тяговых характеристик авиационных газотурбинных двигателей (ГТД) - так называемое вырождение ГТД, при котором возможность подвода топлива в основную камеру сгорания (по мере уменьшения разницы температур газа перед турбиной и за компрессором) снижается.

Целью изобретения является улучшение тяговых и расходных характеристик авиационных газотурбинных двигателей.

Известен способ форсирования ГТД путем подвода дополнительного тепла за турбиной (Теория и расчет ВРД. Под ред. С.М.Шляхтенко, Москва, Машиностроение, 1987, стр.37). Недостатком способа является повышенный расход топлива, обусловленный пониженным давлением газа в форсажной камере сгорания.

Известен способ форсирования ГТД впрыскиванием жидкости в газовоздушный тракт двигателя (Теория и расчет ВРД. Под ред. С.М.Шляхтенко, Москва, Машиностроение, 1987, стр.374). Способ позволяет увеличить тягу двигателя, но при этом его экономичность ухудшается.

Известен способ форсирования ГТД наддувом турбины воздухом второго контура (RU 2193099, МПК 7 F02К 3/10, 2002). При использовании этого способа улучшение расходных характеристик ГТД на форсированных режимах сопровождается их ухудшением на нефорсированных режимах.

Известен способ форсирования ГТД увеличением частоты вращения ротора (Ю.Н.Нечаев, P.M.Федоров. Теория авиационных ГТД. Часть II, Москва, Машиностроение, 1978 г., с.175, рис.15.9). Возможности способа ограничены мощностью турбины и прочностью ротора.

Известен способ форсирования мощности газотурбинных установок подачей водовоздушной эмульсии на вход в компрессор (О.Н.Фаворский и др. Новые пути повышения эффективности конверсионных ГТУ газопарового цикла малой мощности. Теплоэнергетика, № 6, 2005 г.). Количество подаваемой в компрессор воды в таких установках ограничено (1÷2 процента от расхода воздуха), что связано с устойчивостью работы компрессора.

Известен способ форсирования поршневых двигателей наддувом рабочих цилиндров топливовоздушной смесью, в котором топливо подается в центробежный нагнетатель (компрессор), установленный между карбюратором (форсунками) и рабочими цилиндрами (камерой сгорания) поршневого двигателя (Авиационный двигатель М-14 П. Техническое описание 14-000-300ТО, Москва, ДОСАФ СССР, 1989, с.37). Способ является ближайшим аналогом изобретения.

Поставленная цель достигается тем, что на вход в компрессор ГТД подается углеводородное топливо в количестве не более трех процентов от расхода воздуха. При этом расход топлива в основную камеру сгорания уменьшается на величину расхода топлива, подаваемого на вход в компрессор. Топливные форсунки, установленные на входе в компрессор, для улучшения смесеобразования направлены против воздушного потока.

Сущность изобретения заключается в том, что при подаче топлива на вход в компрессор ГТД имеют место физические эффекты: а) понижается температура газа на входе в компрессор, что облегчает сжатие воздуха в компрессоре; б) понижается температура газа на выходе из компрессора, что повышает величину относительного расхода топлива в основной камере сгорания (расход топлива, отнесенный к расходу воздуха); в) снижаются затраты тепловой энергии на испарение топлива в камере сгорания (часть топлива испаряется до попадания в камеру сгорания - во входном канале компрессора); г) улучшается смесеобразование, что в итоге позволяет достичь поставленной цели.

На фиг.1 изображена схема турбоэжекторного двигателя (ТРДЭ), иллюстрирующая применение нового способа;

на фиг.2 изображена зависимость коэффициента тяги Ср ТРДЭ с подачей и без подачи топлива на вход в компрессор;

на фиг.3 изображена зависимость удельного расхода топлива Суд ТРДЭ с подачей и без подачи топлива на вход в компрессор.

Двигатель состоит из входного устройства 1, топливного коллектора 2, канала низкого давления 3, турбокомпрессора 4, включающего компрессор, основную камеру сгорания с топливными форсунками, камеру смешения, турбину, выходного устройства 5.

Способ форсирования авиационного двигателя осуществляется следующим образом. На скоростях полета более трех чисел Маха, где эффективность способа, принимая во внимание высокую температуру воздуха на входе в компрессор, наивысшая, через коллектор 2 на вход в компрессор навстречу воздушному потоку подается углеводородное топливо в количестве не более трех процентов от расхода воздуха. В результате испарения топлива во входном канале компрессора образуется бедная топливовоздушная смесь (коэффициент избытка воздуха - за пределами горения), температура которой ниже температуры исходного воздушного потока. Топливовоздушная смесь сжимается в компрессоре и поступает в основную камеру сгорания, где смешивается с топливом, поступающим через топливные форсунки. Количество подмешиваемого топлива определяется оптимальным составом топливовоздушной смеси в основной камере сгорания. Тепловая энергия, выделяющаяся при сгорании топлива, преобразуется в приращение кинетической энергии газа, проходящего через двигатель, расход которого повышается с увеличением расхода топлива, подаваемого на вход в компрессор.

Методом математического моделирования на примере ТРДЭ выполнена оценка эффективности нового способа форсирования, а именно: выполнен расчет характеристик ТРДЭ с подачей топлива и без подачи топлива на вход в компрессор. Топливо (керосин) подавалось начиная с трех чисел Маха (на скорости М=3,5 расход топлива увеличивался до трех процентов от расхода воздуха и далее сохранялся на указанном уровне). Исходные данные двигателя: степень повышения давления в условиях старта _к=4,0; коэффициент эжекции в условиях старта m=0,05; температура газа перед турбиной Тг^*=2300 К. Характеристики входного и выходного устройств - стандартные для ГЛА (Нечаев Ю.Н. Силовые установки гиперзвуковых и воздушно-космических летательных аппаратов. - M.: Академия космонавтики, 1996, табл.3, табл.8.а). Траектория полета - стандартная для ГЛА (Вестник академии космонавтики. - M.: Академия космонавтики, 1998, № 2, с.153, рис.1). Изменение свойств газа в зависимости от его температуры и состава, а также потери давления в элементах двигателя и диссоциация продуктов сгорания учитывались.

На фиг.2 и 3 показаны зависимости коэффициента тяги Ср и удельного расхода топлива Суд от числа Маха для двух вариантов ТРДЭ: с подачей топлива и без подачи топлива на вход в компрессор. Видно, что в случае подачи топлива на вход в компрессор имеет место выигрыш (в пределах пяти процентов) как по тяговым (фиг.2), так по расходным (фиг.3) характеристикам.

Применение нового способа форсирования позволяет без каких-либо существенных конструктивных доработок улучшать тяговые и расходные характеристики скоростных газотурбинных двигателей, что снижает материальные затраты на создание указанных двигателей.