RU2669420C1 - Двухконтурный турбореактивный двигатель - Google Patents
Двухконтурный турбореактивный двигатель Download PDFInfo
- Publication number
- RU2669420C1 RU2669420C1 RU2017112628A RU2017112628A RU2669420C1 RU 2669420 C1 RU2669420 C1 RU 2669420C1 RU 2017112628 A RU2017112628 A RU 2017112628A RU 2017112628 A RU2017112628 A RU 2017112628A RU 2669420 C1 RU2669420 C1 RU 2669420C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- engine
- circuit
- fan
- contour
- external circuit
- Prior art date
Links
- 238000002485 combustion reaction Methods 0.000 claims abstract description 5
- 238000004891 communication Methods 0.000 claims description 2
- 239000000126 substance Substances 0.000 abstract 1
- 239000007789 gas Substances 0.000 description 17
- 230000006835 compression Effects 0.000 description 6
- 238000007906 compression Methods 0.000 description 6
- 238000000034 method Methods 0.000 description 2
- 230000003068 static effect Effects 0.000 description 2
- 238000013459 approach Methods 0.000 description 1
- 230000007423 decrease Effects 0.000 description 1
- 238000005265 energy consumption Methods 0.000 description 1
- 238000004519 manufacturing process Methods 0.000 description 1
- 238000011089 mechanical engineering Methods 0.000 description 1
- 238000011084 recovery Methods 0.000 description 1
- 230000008929 regeneration Effects 0.000 description 1
- 238000011069 regeneration method Methods 0.000 description 1
- 230000001960 triggered effect Effects 0.000 description 1
Images
Classifications
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
- F02K—JET-PROPULSION PLANTS
- F02K3/00—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan
- F02K3/02—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan in which part of the working fluid by-passes the turbine and combustion chamber
- F02K3/04—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan in which part of the working fluid by-passes the turbine and combustion chamber the plant including ducted fans, i.e. fans with high volume, low pressure outputs, for augmenting the jet thrust, e.g. of double-flow type
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
- F02K—JET-PROPULSION PLANTS
- F02K3/00—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan
- F02K3/08—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan with supplementary heating of the working fluid; Control thereof
- F02K3/105—Heating the by-pass flow
- F02K3/115—Heating the by-pass flow by means of indirect heat exchange
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Combustion & Propulsion (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
Abstract
Двухконтурный турбореактивный двигатель с раздельными контурами со степенью двухконтурности более десяти состоит из входного устройства, вентилятора; внутреннего контура, внутри которого расположены компрессор (компрессоры), камера сгорания, турбины; внешнего контура, состоящего из кольцевого канала и сопла. Двигатель снабжен диффузорным выходным патрубком, являющимся продолжением внутреннего контура и состоящим из расширяющихся каналов, расположенных внутри внешнего контура и сообщенных с атмосферой. Изобретение позволяет повысить перепад давлений в турбине привода вентилятора, передать часть теплоты из внутреннего контура во внешний контур, что позволяет повысить эффективный и полетный к.п.д. 3 ил.
Description
Изобретение относится к авиадвигателестроению.
Основным трендом для ТРДД является повышение их экономичности. Достигается это за счет увеличения эффективного и полетного к.п.д. ТРДД. Эффективный к.п.д. ТРДД можно повысить двумя способами: за счет изменения вида термодинамического цикла ТРДД, и за счет изменения его параметров. Полетный к.п.д. ТРДД можно повысить за счет повышения степени двухконтурности ТРДД, величина которой, в конечном счете, определяется тем же термодинамическим циклом ТРДД (чем больше работа цикла, тем больше степень двухконтурности).
Целью изобретения является повышение экономичности ТРДД.
Известны двухконтурные турбореактивные двигатели с раздельными контурами со степенями двухконтурности более десяти (например, Trent 1000, НК-93 и др.), состоящие из входного устройства, вентилятора; внутреннего контура, внутри которого расположены: компрессор (компрессоры), камера сгорания, турбины, сопло; внешнего контура, состоящего из кольцевого канала и сопла (Теория и расчет воздушно-реактивных двигателей / Под ред. С.М. Шляхтенко. - М.: Машиностроение, 1987, с. 17, рис. 1.3).
Известны турбовинтовые газотурбинные двигатели с регенерацией тепла (там же, с. 354, рис. 11.3).
Известны турбовальные газотурбинные двигатели, у которых за свободной турбиной устанавливается не сопло, а диффузорный выходной патрубок (Нечаев Ю.Н., Федоров P.M. Теория авиационных газотурбинных двигателей. Ч. 2. - М.: Машиностроение, 1978, с. 268, рис. 19.2).
Поставленная цель достигается тем, что в ТРДД с раздельными контурами со степенью двухконтурности более десяти снабжен диффузорным выходным патрубком, являющимся продолжением внутреннего контура (вместо сопла) и состоящим из расширяющихся каналов, расположенных внутри внешнего контура, сообщенных с атмосферой.
Сущность изобретения заключается в том, что выходной патрубок позволяет: а) увеличить степень понижения давления в турбине привода вентилятора; б) изменить вид термодинамического цикла ТРДД; в) осуществить регенерацию теплоты во внешнем контуре.
На фиг. 1 показан ТРДД;
на фиг. 2 показан термодинамический цикл ТРДД (внутренний контур);
на фиг. 3 показан термодинамический цикл ТРДД (внешний контур).
Двухконтурный ТРД (фиг. 1) состоит из входного устройства 1, вентилятора 2, внутреннего и внешнего контуров. Во внутреннем контуре расположены: компрессоры 3, камера сгорания 4, турбины 5, выходной патрубок 6, состоящий из диффузорных каналов, которые расположены внутри внешнего контура 7 и сообщены с атмосферой. Внешний контур 7 представляет собой кольцевой канал, заканчивающийся соплом 8.
Работа двигателя не отличается от работы ТРДД с раздельными контурами, за исключением работы турбины 5 и выходного устройства (патрубок 6). В турбине 5 срабатывается перепад давлений, превышающий располагаемый перепад давлений (отношение давления газа перед турбиной к атмосферному). В результате скорость газа за турбиной увеличивается, а статическое давление становится меньше атмосферного. В диффузорных каналах 6 газ тормозится до скорости, при которой его статическое давление становится равным атмосферному, после чего газ истекает в атмосферу.
Каналы 6 обдуваются воздухом внешнего контура, температура которого меньше температуры выхлопных газов. Между горячим газом и воздухом устанавливается тепловой поток, в результате которого температура выхлопных газов понижается, а температура воздуха повышается. Понижение температуры выхлопных газов снижает затраты энергии на их сжатие при торможении в каналах 6, а так же уменьшает потери с выхлопом. Повышение температуры воздуха увеличивает скорость истечения воздуха из сопла 8, которая, как известно, пропорциональна корню квадратному из указанной температуры.
На фиг. 2 показан термодинамический цикл ТРДД (внутренний контур) в Р-υ координатах. Здесь н-в - сжатие воздуха во входном устройстве и вентиляторе; в-к - сжатие воздуха в компрессорах; к-г - процесс в камере сгорания; г-тк - расширение газа в турбинах привода компрессоров; тк-т - расширение газа в турбине привода вентилятора; т-с - сжатие газа в каналах выходного патрубка. Сжатие газа происходит с отводом тепла во внешний контур ТРДД (температура газа приближается к температуре воздуха наружного контура Тв * - точка с). Работа цикла внутреннего контура Lц1 (площадь н-к-г-т-с-н) увеличивается на величину затененной области.
На фиг. 3 показан термодинамический цикл ТРДД (внешний контур) в Р-υ координатах. Здесь н-в - сжатие воздуха во входном устройстве и вентиляторе; в-с' - расширение газа в сопле внешнего контура. Расширение воздуха происходит с подводом тепла из внутреннего контура ТРДД, что ведет к появлению работы цикла внешнего контура Lц2 (затененная область), которая в прототипе отсутствует.
Работа цикла ТРДД определяется как Lц=Lц1+m⋅Lц2, где m - степень двухконтурности ТРДД.
Таким образом, работа цикла ТРДД увеличивается по трем взаимосвязанным причинам:
увеличивается работа цикла внутреннего контура Lц1 (фиг. 2, затененная область), как результат увеличения перепада давлений в турбине привода вентилятора вследствие использования выходного патрубка;
увеличивается степень двухконтурности m, как результат совместной работы вентилятора и выходного патрубка;
увеличивается работа цикла внешнего контура Lц2 (фиг. 3), как результат совместной работы вентилятора и выходного патрубка.
Увеличение работы цикла внутреннего контура Lц1 при неизменной степени повышения давления воздуха в вентиляторе повышает расход воздуха через внешний контур, т.е. степень двухконтурности m. Повышение степени двухконтурности m улучшает теплообмен между газом внутреннего контура (выходным патрубком) и воздухом внешнего контура, что повышает работу цикла внешнего контура Lц2.
По отношению к прототипу (ТРДД с раздельными контурами) работа цикла Lц при тех же параметрах цикла увеличивается, а следовательно, увеличивается эффективный к.п.д. ТРДД, так как подвод энергии (процесс к-г) тот же.
Повышение степени двухконтурности т, как следствие совместной работы вентилятора и выходного патрубка (см. выше), повышает полетный к.п.д. ТРДД.
Соответственно, общий к.п.д. ТРДД, который определяется как произведение эффективного и полетного к.п.д., повышается (по предварительной оценке на 3÷5%).
Таким образом, предложена новая газодинамическая схема ТРДД с отличительными признаками, указанными в формуле изобретения, в которой влияние отличительных признаков (совместная работа вентилятора и выходного патрубка) на конечный результат (повышение общего к.п.д. ТРДД), ранее не было известно.
Двухконтурный турбореактивный двигатель предназначен для использования в гражданской и военно-транспортной авиации.
Claims (1)
- Двухконтурный турбореактивный двигатель с раздельными контурами со степенью двухконтурности более десяти, состоящий из входного устройства, вентилятора; внутреннего контура, внутри которого расположены компрессор (компрессоры), камера сгорания, турбины; внешнего контура, состоящего из кольцевого канала и сопла, отличающийся тем, что двигатель снабжен диффузорным выходным патрубком, являющимся продолжением внутреннего контура и состоящим из расширяющихся каналов, расположенных внутри внешнего контура и сообщенных с атмосферой.
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2017112628A RU2669420C1 (ru) | 2017-04-12 | 2017-04-12 | Двухконтурный турбореактивный двигатель |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2017112628A RU2669420C1 (ru) | 2017-04-12 | 2017-04-12 | Двухконтурный турбореактивный двигатель |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2669420C1 true RU2669420C1 (ru) | 2018-10-11 |
Family
ID=63862266
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2017112628A RU2669420C1 (ru) | 2017-04-12 | 2017-04-12 | Двухконтурный турбореактивный двигатель |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU2669420C1 (ru) |
Citations (6)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
SU1747730A1 (ru) * | 1989-04-14 | 1992-07-15 | Казанский Авиационный Институт Им.А.Н.Туполева | Способ работы комбинированного воздушно-реактивного двигател и устройство дл его осуществлени |
RU2192551C2 (ru) * | 2000-05-24 | 2002-11-10 | Открытое акционерное общество "Авиадвигатель" | Газотурбинный двигатель с регенерацией тепла |
US20050109012A1 (en) * | 2003-11-21 | 2005-05-26 | Johnson James E. | Aft FLADE engine |
RU82778U1 (ru) * | 2008-12-11 | 2009-05-10 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Московское машиностроительное производственное предприятие "САЛЮТ" (ФГУП "ММПП "САЛЮТ") | Газотурбинный привод с регенерацией тепла выхлопных газов |
RU2013139133A (ru) * | 2013-08-22 | 2015-02-27 | Борис Моисеевич Фортус | Авиационный бессопловой малошумный компрессорно-турбинный двигатель |
EP3032068A1 (en) * | 2014-12-12 | 2016-06-15 | United Technologies Corporation | Reverse core flow gas turbine engine |
-
2017
- 2017-04-12 RU RU2017112628A patent/RU2669420C1/ru active
Patent Citations (6)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
SU1747730A1 (ru) * | 1989-04-14 | 1992-07-15 | Казанский Авиационный Институт Им.А.Н.Туполева | Способ работы комбинированного воздушно-реактивного двигател и устройство дл его осуществлени |
RU2192551C2 (ru) * | 2000-05-24 | 2002-11-10 | Открытое акционерное общество "Авиадвигатель" | Газотурбинный двигатель с регенерацией тепла |
US20050109012A1 (en) * | 2003-11-21 | 2005-05-26 | Johnson James E. | Aft FLADE engine |
RU82778U1 (ru) * | 2008-12-11 | 2009-05-10 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Московское машиностроительное производственное предприятие "САЛЮТ" (ФГУП "ММПП "САЛЮТ") | Газотурбинный привод с регенерацией тепла выхлопных газов |
RU2013139133A (ru) * | 2013-08-22 | 2015-02-27 | Борис Моисеевич Фортус | Авиационный бессопловой малошумный компрессорно-турбинный двигатель |
EP3032068A1 (en) * | 2014-12-12 | 2016-06-15 | United Technologies Corporation | Reverse core flow gas turbine engine |
Non-Patent Citations (1)
Title |
---|
Теория и расчет воздушно-реактивных двигателей. Под ред. С.М. ШЛЯХТЕНКО, М.: Машиностроение, 1987, с. 17, рис. 1.3. * |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
US10914235B2 (en) | Cooled cooling air system for a gas turbine engine | |
US7096674B2 (en) | High thrust gas turbine engine with improved core system | |
US9964037B2 (en) | Staged heat exchangers for multi-bypass stream gas turbine engines | |
US20180209338A1 (en) | Heat exchanger assembly for engine bleed air | |
JP2011137448A (ja) | ガスタービン用のエゼクタ−obb方式 | |
RU2661427C1 (ru) | Двухконтурный турбореактивный двигатель | |
CN104033248A (zh) | 一种利用脉冲爆震燃烧的地面燃气轮机 | |
CN203879631U (zh) | 一种利用脉冲爆震燃烧的地面燃气轮机 | |
CN109322760A (zh) | 脉冲燃烧模式的燃气涡轮发动机及其燃料燃烧方法 | |
CN110377985A (zh) | 一种气体喷射泵设计方法 | |
RU2669420C1 (ru) | Двухконтурный турбореактивный двигатель | |
US20210199056A1 (en) | Assisted engine start bleed system | |
RU2707105C2 (ru) | Турбореактивный двухконтурный двигатель | |
RU2701034C1 (ru) | Двухконтурный турбореактивный двигатель | |
Andriani et al. | Jet engines with heat addition during expansion-A performance analysis | |
CN204877714U (zh) | 一种航空、航天、航海于一体的混合发动机 | |
RU2084377C1 (ru) | Силовая установка летательного аппарата с системой ламинаризации обтекания аэродинамических поверхностей | |
RU2741819C2 (ru) | Двухконтурный турбореактивный двигатель | |
RU2572513C2 (ru) | Теплообменный модуль системы кондиционирования воздуха самолета | |
RU2168122C1 (ru) | Турбохолодильная установка с отбором воздуха от двухконтурного турбореактивного двигателя | |
CN104963788A (zh) | 一种航空、航天、航海于一体的混合发动机 | |
TWI579457B (zh) | The engine of internal combustion engine with water as auxiliary power | |
RU2764941C1 (ru) | Турбореактивный двигатель | |
RU2704435C1 (ru) | Двухконтурная газотурбинная установка | |
WO2017015775A1 (zh) | 以水作为辅助动力的内燃机引擎 |