RU2535186C1 - Adjustment of axial compressor of gas turbine engine - Google Patents

Abstract

FIELD: engines and pumps.

SUBSTANCE: proposed process consists in feed of hot gas tapped from the channel arranged downstream of turbine into channel arranged between inlet device and engine compressor in amount sufficient for maintenance of gas preset temperature at compressor inlet. Gas temperature at compressor inlet is kept constant and equal to air deceleration temperature at aircraft cruising speed. Air flow rate through engine and pressure difference at nozzle (at permanent gas temperature at compressor inlet) vary with variation of engine inlet air pressure.

EFFECT: higher fuel efficiency at high flight speeds.

3 cl, 4 dwg

Description

Изобретение относится авиадвигателестроению.The invention relates to aircraft engine manufacturing.

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.During the operation of aircraft gas turbine engines (GTE), external conditions (temperature and air pressure at the engine inlet) change, which leads to a change in the operating mode of the compressor and the engine as a whole.

Известны способы регулирования осевых компрессоров:Known methods for regulating axial compressors:

применение двухкаскадных компрессоров (Теория воздушно-реактивных двигателей. Под ред. С.М. Шляхтенко. М.: «Машиностроение», 1975. С. 97);the use of two-stage compressors (Theory of jet engines. Under the editorship of S. M. Shlyakhtenko. M .: "Mechanical Engineering", 1975. S. 97);

изменение угла установки направляющих аппаратов (там же, с. 98÷99);a change in the angle of installation of the guide vanes (ibid., p. 98 ÷ 99);

перепуск воздуха из средних ступеней (там же, с. 99÷101).air bypass from the middle steps (ibid., p. 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.A common disadvantage of the above methods is that their application does not allow to maintain the calculated mode of operation of the axial compressor in the gas turbine engine when changing external conditions.

Целью изобретения является устранение указанного недостатка.The aim of the invention is to remedy this drawback.

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).A known installation for testing a gas turbine engine with air inlet heating, in which air is heated by mixing the exhaust gases of the test engine (EL Solokhin. Testing of jet engines. A textbook for universities in the specialty "Aircraft engines". M .: " Mechanical Engineering ”, 1975. S. 132, Fig. 3.16a).

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).There is a method of controlling an axial compressor in a gas turbine system, which consists in supplying hot gas taken from a channel located behind the turbine to a channel located between the inlet device and the engine compressor in an amount necessary to maintain a given gas temperature at the compressor inlet (patent SU 2002043063 A1, IPC F02C 6/18, 04/18/2002).

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.The essence of the invention lies in the fact that the temperature of the gas at the inlet to the axial compressor of the gas turbine engine is maintained constant, equal to the braking temperature of the air at the cruising speed of the aircraft, which ensures a constant operating mode of the compressor regardless of external conditions.

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.This goal is achieved by the fact that in a gas turbine engine with an axial compressor, hot gas (combustion products) is taken from the channel located behind the turbine and supplied to the channel located between the inlet device and the compressor in an amount necessary to maintain a constant gas temperature at the compressor inlet equal to the braking temperature of the air at the cruising speed of the aircraft, which is usually the maximum speed of flight.

Степень повышения давления газа в компрессоре определяется из условия прочности лопаток компрессора по формулеThe degree of increase in gas pressure in the compressor is determined from the strength condition of the compressor blades according to the formula

где Тк^* - допустимая температура газа за компрессором;where Tk ^* is the permissible gas temperature behind the compressor;

Тн^* - температура торможения воздуха на крейсерской скорости полета ЛА;Tn ^* is the air braking temperature at the cruising flight speed of the aircraft;

ηк - коэффициент полезного действия компрессора.ηк - compressor efficiency.

На фиг. 1 изображена схема ГТД с осевым компрессором;In FIG. 1 shows a gas turbine engine diagram with an axial compressor;

на фиг. 2 изображена характеристика осевого компрессора;in FIG. 2 shows a characteristic of an axial compressor;

на фиг. 3 изображена скоростная характеристика ГТД;in FIG. 3 shows the speed characteristic of a gas turbine engine;

на фиг. 4 изображена скоростная характеристика ГТД.in FIG. 4 shows the speed characteristic of a gas turbine engine.

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.A gas-turbine engine with an axial compressor (Fig. 1) consists of an inlet device 1, a slit valve 2, a turbocompressor 3, an output device 4. The slit valve 2 is a cylinder with holes, inside which there is another cylinder (with longitudinal slots), the rotation of which allows you to block (by changing the location of the slots relative to the holes) of the hole of the outer cylinder. Turbocharger 3 consists of an axial compressor, a combustion chamber and a compressor drive turbine.

Способ регулирования осевого компрессора осуществляется следующим образом.The method of controlling an axial compressor is as follows.

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.At cruising flight speed of the aircraft, valve 2 is closed (openings are closed), the gas temperature at the inlet to the compressor is equal to the temperature of air braking (initial temperature). With a decrease in the flight speed of the aircraft, the air temperature at the inlet to the compressor becomes less than the initial one, which generates a signal to open valve 2 (rotation of the inner cylinder). Hot gas from the channel located behind the turbine through the open holes of the valve 2 enters the channel located between the inlet device and the compressor. As a result of mixing air and combustion products, the gas temperature at the inlet to the compressor is restored, but with the new position of valve 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.In a similar way (due to a change in the amount of gas being mixed), the initial temperature of the gas at the inlet to the axial compressor is maintained under any other change in external conditions.

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: π_к=const; π_т=const; Tг^*=const. Здесь:Preservation of the initial gas temperature Tv ^* at the inlet to the axial compressor at a constant speed n ensures, regardless of external conditions, a constant (calculated) operating mode of the compressor: n _pr = const; G _ol = const, and the engine as a whole: π _to = const; π _t = const; Tg ^* = const. Here:

- приведенная частота вращения ротора;

- reduced rotor speed;

- приведенный расход воздуха.

- reduced air flow.

На фиг. 2 показана характеристика осевого компрессора в системе ГТД. При данном способе регулирования компрессора рабочая линия вырождается в точку (РТ).In FIG. 2 shows the characteristic of an axial compressor in a gas turbine engine system. With this method of compressor control, the working line degenerates to a point (RT).

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.The advantage of this control method is that the air flow through the engine and the pressure drop across the nozzle vary in proportion to the change in the total air pressure at the engine inlet, which provides better traction and economic characteristics of the engine at supersonic flight speeds than in conventional gas turbine engines.

На фиг. 3 и фиг. 4 показаны скоростные характеристики ГТД (фиг. 1). Здесь $$\overline{R}=R/Ro$$

- относительная тяга (тяга, отнесенная к стартовой тяге); η_о - общий коэффициент полезного действия двигателя; М - число Маха. При расчете характеристик заданы рабочие параметры ГТД: Тв^*=485 К; Тг^*=1800 К; π_к=6,8; π_т=2,85; $$\overline{n}=1$$

, потери в элементах двигателя - стандартные.In FIG. 3 and FIG. 4 shows the speed characteristics of a gas turbine engine (Fig. 1). Here $$\overline{R}=R/Ro$$

- relative thrust (thrust related to starting thrust); η _about - the overall efficiency of the engine; M is the Mach number. When calculating the characteristics, the working parameters of the gas turbine engine are set: TV ^* = 485 K; Tg ^* = 1800 K; π _k = 6.8; π _t = 2.85; $$\overline{n}=\mathrm{one}$$

, losses in engine elements are standard.

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 (η_о~36%).An analysis of the characteristics shows: a) the engine is capable of performing an after-flight flight at speeds M> 2 ÷ 2.5; b) total efficiency engine at a cruising flight speed of M = 2.5 is 43%, which is higher than that of the best turbofan engines (η _about ~ 36%).

Применение способа решает проблему топливной эффективности ГТД на больших скоростях полета, создает условия для возрождения сверхзвуковой гражданской авиации.The application of the method solves the problem of fuel efficiency of gas turbine engines at high flight speeds, creates the conditions for the revival of supersonic civil aviation.

Claims (3)

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.1. The method of controlling an axial compressor in a gas turbine engine system, which consists in supplying hot gas taken from a channel located behind the turbine to a channel located between the inlet device and the engine compressor in an amount necessary to maintain a predetermined gas temperature at the compressor inlet, characterized in that the temperature of the gas at the inlet to the compressor is maintained constant, equal to the temperature of air braking at the cruising speed of the aircraft. 2. Способ регулирования осевого компрессора в системе газотурбинного двигателя по п.1, отличающийся тем, что крейсерская скорость полета равна максимальной скорости полета летательного аппарата.2. The method of controlling an axial compressor in a gas turbine engine system according to claim 1, characterized in that the cruising flight speed is equal to the maximum flight speed of the aircraft. 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;
ηк - коэффициент полезного действия компрессора. 3. The method of controlling an axial compressor in a gas turbine engine system according to claim 1, characterized in that the degree of increase in gas pressure in the compressor is determined by the formula

where Tk ^* is the permissible gas temperature behind the compressor;
Tn ^* is the air braking temperature at the cruising speed of the aircraft;
ηк - compressor efficiency.

Images