способ регулирования осевого компрессора в системе газотурбинного двигателя

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



где Тк^* - допустимая температура газа за компрессором;

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

к - коэффициент полезного действия компрессора.

Описание изобретения к патенту

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

где Тк^* - допустимая температура газа за компрессором;

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

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: n_пр=const; G_пр=const, и двигателя в целом: _к=const; _т=const; Tг^*=const. Здесь:

- приведенная частота вращения ротора;

- 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 - относительная тяга (тяга, отнесенная к стартовой тяге); _о - общий коэффициент полезного действия двигателя; М - число Маха. При расчете характеристик заданы рабочие параметры ГТД: Тв^*=485 К; Тг^*=1800 К; _к=6,8; _т=2,85; , 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 ( _о~36%).

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