ПАТЕНТНЫЙ ПОИСК В РФ
НОВЫЕ ПАТЕНТЫ, ЗАЯВКИ НА ПАТЕНТ
БИБЛИОТЕКА ПАТЕНТОВ НА ИЗОБРЕТЕНИЯ

способ регулирования осевого компрессора в системе газотурбинного двигателя

Классы МПК:F02C3/34 с рециркуляцией части рабочего тела, те полузамкнутые циклы с продуктами сгорания в замкнутой части цикла
Патентообладатель(и):Письменный Владимир Леонидович (RU)
Приоритеты:
подача заявки:
2013-05-17
публикация патента:

Способ регулирования осевого компрессора в системе газотурбинного двигателя заключается 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. Температура газа на входе в компрессор поддерживается постоянной, равной температуре торможения воздуха на крейсерской скорости полета летательного аппарата. Расход воздуха через двигатель и перепад давления на сопле (при сохранении постоянной температуры газа на входе в компрессор) 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. Применение способа решает проблему топливной эффективности ГТД на больших скоростях полета, создает условия для возрождения сверхзвуковой гражданской авиации. 2 з.п. ф-лы, 4 ил. способ регулирования осевого компрессора в системе газотурбинного   двигателя, патент № 2535186

Рисунки к патенту РФ 2535186

способ регулирования осевого компрессора в системе газотурбинного   двигателя, патент № 2535186 способ регулирования осевого компрессора в системе газотурбинного   двигателя, патент № 2535186 способ регулирования осевого компрессора в системе газотурбинного   двигателя, патент № 2535186 способ регулирования осевого компрессора в системе газотурбинного   двигателя, патент № 2535186

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

способ регулирования осевого компрессора в системе газотурбинного   двигателя, патент № 2535186

где Тк* - допустимая температура газа за компрессором;

Тн* - температура торможения воздуха на крейсерской скорости полета ЛА;

способ регулирования осевого компрессора в системе газотурбинного   двигателя, патент № 2535186 к - 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.

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: nпр=const; Gпр=const, и двигателя в целом: способ регулирования осевого компрессора в системе газотурбинного   двигателя, патент № 2535186 к=const; способ регулирования осевого компрессора в системе газотурбинного   двигателя, патент № 2535186 т=const; Tг*=const. Здесь:

способ регулирования осевого компрессора в системе газотурбинного   двигателя, патент № 2535186 - приведенная частота вращения ротора;

способ регулирования осевого компрессора в системе газотурбинного   двигателя, патент № 2535186 - 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.

На фиг. 3 и фиг. 4 показаны скоростные характеристики ГТД (фиг. 1). Здесь способ регулирования осевого компрессора в системе газотурбинного   двигателя, патент № 2535186 - относительная тяга (тяга, отнесенная к стартовой тяге); способ регулирования осевого компрессора в системе газотурбинного   двигателя, патент № 2535186 о - общий коэффициент полезного действия двигателя; М - число Маха. При расчете характеристик заданы рабочие параметры ГТД: Тв*=485 К; Тг*=1800 К; способ регулирования осевого компрессора в системе газотурбинного   двигателя, патент № 2535186 к=6,8; способ регулирования осевого компрессора в системе газотурбинного   двигателя, патент № 2535186 т=2,85; способ регулирования осевого компрессора в системе газотурбинного   двигателя, патент № 2535186 , потери в элементах двигателя - стандартные.

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 (способ регулирования осевого компрессора в системе газотурбинного   двигателя, патент № 2535186 о~36%).

Применение способа решает проблему топливной эффективности ГТД на больших скоростях полета, создает условия для возрождения сверхзвуковой гражданской авиации.

ФОРМУЛА ИЗОБРЕТЕНИЯ

1. Способ регулирования осевого компрессора в системе газотурбинного двигателя, 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, отличающийся тем, что температура газа на входе в компрессор поддерживается постоянной, равной температуре торможения воздуха на крейсерской скорости полета летательного аппарата.

2. Способ регулирования осевого компрессора в системе газотурбинного двигателя по п.1, отличающийся тем, что крейсерская скорость полета равна максимальной скорости полета летательного аппарата.

3. Способ регулирования осевого компрессора в системе газотурбинного двигателя по п.1, отличающийся тем, что степень повышения давления газа в компрессоре определяется по формуле

способ регулирования осевого компрессора в системе газотурбинного   двигателя, патент № 2535186

где Тк* - допустимая температура газа за компрессором;

Тн* - температура торможения воздуха на крейсерской скорости полета летательного аппарата;

способ регулирования осевого компрессора в системе газотурбинного   двигателя, патент № 2535186 к - коэффициент полезного действия компрессора.


Скачать патент РФ Официальная публикация
патента РФ № 2535186

patent-2535186.pdf
Патентный поиск по классам МПК-8:

Класс F02C3/34 с рециркуляцией части рабочего тела, те полузамкнутые циклы с продуктами сгорания в замкнутой части цикла

Патенты РФ в классе F02C3/34:
способ для снижения выбросов co2 в потоке сжигания и энергетическая установка для осуществления способа -  патент 2466775 (20.11.2012)
парогенерирующая установка -  патент 2466285 (10.11.2012)
способ работы газотурбоэлектрогенератора -  патент 2457343 (27.07.2012)
способ работы энергетической установки с газотурбинным блоком -  патент 2411368 (10.02.2011)
способ выработки электроэнергии -  патент 2310765 (20.11.2007)
газотурбинная установка -  патент 2168041 (27.05.2001)
способ преобразования тепловой и кинетической энергий рабочего тела в механическую энергию в газотурбинном двигателе -  патент 2151895 (27.06.2000)
способ преобразования тепловой энергии в механическую в газотурбинном двигателе и газотурбинный двигатель -  патент 2031226 (20.03.1995)
способ преобразования тепловой энергии в механическую в газотурбинном двигателе и газотурбинный двигатель -  патент 2031225 (20.03.1995)




Наверх