RU2617026C1

RU2617026C1 - Способ охлаждения двухконтурного турбореактивного двигателя

Info

Publication number: RU2617026C1
Application number: RU2015152902A
Authority: RU
Inventors: Владимир Леонидович Письменный
Original assignee: Владимир Леонидович Письменный
Priority date: 2015-12-09
Filing date: 2015-12-09
Publication date: 2017-04-19

Abstract

Способ охлаждения двухконтурного турбореактивного двигателя заключается в сжатии воздуха, используемого при охлаждении, в компрессоре с последующим его охлаждением в теплообменнике, установленном во втором контуре двигателя. Воздух в теплообменник поступает из смесителя, в котором воздух, поступающий из компрессора, смешивается с воздухом, поступающим из теплообменника. Изобретение направлено на повышение экономичности и тяги двигателя в условиях взлета. 3 з.п. ф-лы, 8 ил.

Description

Изобретение относится к авиадвигателестроению.

Основным трендом для дозвуковых ТРДД является повышение их экономичности (фиг. 1). Достигается это за счет увеличения степеней повышения давления и степеней двухконтурности ТРДД. Степени повышения давления в ТРДД практически достигли своих максимальных значений π_∑=50…60 (ограничены жаропрочностью лопаток компрессора ~1000 К). Степени двухконтурности ТРДД можно повысить двумя путями: а) увеличением диаметра вентилятора, б) уменьшением диаметра компрессора. Первый путь практически исчерпан (диаметры вентиляторов ТРДД достигли трех метров). Остается второй путь - уменьшение диаметра компрессора (внутреннего контура), но для этого необходимо повышать температуру газа перед турбиной.

Решить эту задачу только за счет жаропрочности материалов нельзя (жаропрочные стали работают эффективно до 1200…1300 К), а значит, необходимы эффективные системы охлаждения тех же лопаток.

Эффективность систем охлаждения во многом определяется температурой охлаждающего воздуха.

Известен способ понижения температуры охлаждающего воздуха, заключающийся в использовании теплообменника, установленного во втором контуре двухконтурного турбореактивного двигателя, имеющего степень двухконтурности менее единицы (Теория, расчет и проектирование авиационных двигателей и энергетических установок. Под ред. В.А. Сосунова, В.М. Чепкина. - М.: Изд-во МАИ, 2003. С. 656, рис. 22.1). Эффективность способа ограничена хладоресурсом воздуха, проходящего через второй контур, размерами теплообменника, эффективностью теплообменных процессов, происходящих в теплообменнике.

Задачей изобретения является устранение указанных недостатков.

Поставленная задача достигается тем, что во втором контуре ТРДД со степенью двухконтурности более десяти установлен циркуляционный теплообменник, в котором циркулирует воздух высокого давления. Часть этого воздуха используется для охлаждения двигателя. Изъятый из обращения воздух замещается воздухом, поступающим из компрессора двигателя. Циркуляция воздуха обеспечивается центробежным компрессором, замещение воздуха осуществляется в смесителе.

Сущность изобретения заключается в том, что за счет увеличения времени теплообмена (воздух несколько раз проходит через теплообменник), а также площади контактной поверхности теплообменника (размеры ТРДД при заявленных степенях двухконтурности позволяют сделать это) количество тепла q, которое отводится от воздуха, поступающего из компрессора, увеличивается, соответственно, температура воздуха, поступающего в систему охлаждения, уменьшается: Т_х ^*=Т_к ^*-q/c_p, где Т_к ^* - температура воздуха за компрессором, с_р - теплоемкость воздуха при постоянном давлении.

На фиг. 1 показаны тягово-экономические показатели дозвуковых ТРДД;

на фиг. 2 изображен ТРДД с циркуляционным теплообменником во втором контуре;

на фиг. 3 изображен термодинамический цикл ТРДД в P-υ координатах;

на фиг. 4 показаны характеристики эффективности циркуляционного теплообменника;

на фиг. 5 показаны зависимости тяги двигателя R_o от температуры газа Т_г ^* и степени двухконтурности m в условиях взлета;

на фиг. 6 показаны зависимости удельного расхода топлива

от температуры газа Т_г ^* и степени двухконтурности m в условиях взлета;

на фиг. 7 показаны зависимости тяги двигателя R_н от температуры газа Т_г ^* и степени двухконтурности m в условиях крейсерского полета;

на фиг. 8 показаны зависимости удельного расхода топлива С_уд от температуры газа Т_г ^* и степени двухконтурности m в условиях крейсерского полета.

Система охлаждения ТРДД (фиг. 2) включает: теплообменник 1, центробежный компрессор 2, камеру смешения 3, соединительные каналы.

Работа системы охлаждения осуществляется следующим образом. Горячий воздух отбирается за компрессором двигателя и подается в камеру смешения 3 и далее в теплообменник 1. Охлажденный в теплообменнике 1 воздух поступает в систему охлаждения двигателя и в центробежный компрессор 2, который нагнетает его в камеру смешения 3. В камере смешения охлажденный воздух перемешивается с горячим воздухом, поступающим из двигателя. В результате смешения температура горячего воздуха понижается. Образовавшаяся смесь поступает в теплообменник, и цикл повторяется. Снижение температуры воздуха будет продолжаться до тех пор, пока не будет достигнут тепловой баланс между теплом, поступающим в камеру смешения 3 от двигателя, и теплом, отводимым через теплообменник 1 во второй контур.

На фиг. 3 изображен цикл ТРДД с циркуляционным теплообменником во втором контуре. Цикл состоит из основного и вспомогательного циклов. Основной цикл - цикл Брайтона. Вспомогательный цикл - цикл 1-2-3, работа которого тратится на проталкивание воздуха через каналы теплообменника 1 (фиг. 1). Рабочим телом вспомогательного цикла является воздух, циркулирующий внутри теплообменника 1. Воздух (процесс 1-2) расширяется и охлаждается в теплообменнике (отводится теплота q₂). Охлажденный воздух сжимается до исходного давления (процесс 2-3). При постоянном давлении к воздуху подводится теплота q₁ (процесс 3-1 - осуществляется в смесителе). Цикл повторяется. Количество подведенной и отведенной в цикле теплоты равны (q₁=q₂), так как вся работа расширения (процесс 1-2) преобразуется в теплоту.

Количество отведенной (подведенной) теплоты в цикле 1-2-3 зависит от интенсивности теплообменных процессов и массы рабочего тела цикла.

Интенсивность теплообменных процессов характеризуется коэффициентом интенсивности охлаждения воздуха в теплообменнике

,

где

и

- температуры воздуха в точках 1 и 2 цикла (фиг. 3),

- температура воздуха на входе в компрессор (за вентилятором).

Масса рабочего тела, участвующего в теплообмене, характеризуется коэффициентом циркуляции воздуха в теплообменнике, который определяется как

,

где G_в - расход воздуха, поступающего из теплообменника в смеситель,

G_вт - расход воздуха, циркулирующего в теплообменнике.

Температуры воздуха в цикле 1-2-3 определяются как

,

где

- степень повышения давления в центробежном компрессоре;

η_с - к.п.д. в процессе сжатия.

На фиг. 4 показано изменение температуры Т₂ ^* на выходе из теплообменника 1 (фиг. 1) в зависимости от коэффициента интенсивности охлаждения воздуха

и коэффициента циркуляции δ_ц при температурах воздуха: на входе в компрессор Т_вк ^*=300 К, на выходе из компрессора Т_к ^*=900 К (π_цк=1,05). Видно, что при коэффициентах циркуляции δ_ц>0,8 интенсивность охлаждения воздуха (снижение Т₂ ^*) существенно возрастает, а при коэффициентах циркуляции δ_ц>0,95 степень понижения температуры воздуха в теплообменнике стремится (независимо от коэффициента интенсивности охлаждения

) к теоретическому максимуму - степени повышения температуры воздуха в компрессоре.

Таким образом, циркуляционный теплообменник обладает замечательным свойством - позволяет охлаждать воздух, отбираемый от компрессора, практически до температуры, при которой этот воздух поступает в компрессор.

На фиг. 5…8 показаны характеристики ТРДД с циркуляционным теплообменником во втором контуре. При определении характеристик заданы параметры: степень повышения давления в компрессоре в условиях взлета π_ко=60; диаметр вентилятора d_в=3,5 м; к.п.д. в процессе сжатия η_с=0,84; к.п.д. в процессе расширения η_р=0,94; механический к.п.д. η_m=0,99; лопатки - монокристаллические с пленочным охлаждением. Крейсерский режим полета: Н=11 км; М=0,8. Параметры эффективности теплообменника: коэффициент интенсивности охлаждения воздуха

, коэффициент циркуляции δ_ц=0,95.

Использование циркуляционного теплообменника в ТРДД, как показывают исследования, позволит:

при прочих равных условиях повысить экономичность двигателя на 5…10% в зависимости от условий полета;

достичь в условиях крейсерского полета (Н=11 км, М=0,8) общего к.п.д. 40…42% (С_уд=0,48…0,43 кг/кгс⋅ч);

повысить тягу двигателя в условиях взлета до 50 тс и более.

Если оценивать в целом, то использование циркуляционного теплообменника в ТРДД является весьма эффективным и, по-видимому, обязательным.

Claims

1. Способ охлаждения двухконтурного турбореактивного двигателя, заключающийся в сжатии воздуха, используемого при охлаждении, в компрессоре с последующим его охлаждением в теплообменнике, установленном во втором контуре двигателя, отличающийся тем, что воздух в теплообменник поступает из смесителя, в котором воздух, поступающий из компрессора, смешивается с воздухом, поступающим из теплообменника.

2. Способ охлаждения двухконтурного турбореактивного двигателя по п. 1, отличающийся тем, что коэффициент циркуляции воздуха в теплообменнике (отношение расхода воздуха, поступающего из теплообменника в смеситель, к расходу воздуха, циркулирующему в теплообменнике) более 0,9.

3. Способ охлаждения двухконтурного турбореактивного двигателя по п. 1, отличающийся тем, что степень двухконтурности двигателя более десяти.

4. Способ охлаждения двухконтурного турбореактивного двигателя по п. 1, отличающийся тем, что воздух из теплообменника подается в смеситель центробежным компрессором.