Авіаційний турбореактивний двоконтурний двигун, конвертований для наземного використання

Авіаційний турбореактивний двоконтурний двигун, конвертований для наземного використання, який містить розташовані послідовно одне за одним компресор, камеру згоряння, турбіну компресора, турбіну вентилятора, газо-повітряний теплообмінник, вихідний газовий патрубок, які створюють внутрішній контур двигуна, а також розташовані послідовно, створюючи зовнішній контур 29278 ньому контурі розташована вільна силова турбіна зовнішнього контура з вихідним повітряним патрубком. Обидві силові турбіни єдиним валом з'єднані через редуктор з приводним агрегатом. У вихідному газовому патрубку встановлено газо-повітряний теплообмінник, котрий по ходу повітря з однієї сторони з'єднаний з кільцевим повітряним каналом, а з другої сторони - з входом до вільної силової турбіни зовнішнього контура. В газоповітряному теплообміннику теплота газів, які відходять із внутрішнього контура, передається повітрю зовнішнього контура перед його надходженням у вільну силову турбіну зовнішнього контура. Таким чином конвертування авіаційного турбореактивного двигуна здійснюється без зміни конструкції останнього лише тільки пристосуванням до нього додаткових вузлів. Основним недоліком відомого обладнання є наявність двох з'єднаних вільних силових турбін для утилізації залишкової енергії газу на виході із внутрішнього контура і повітря на виході із зовнішнього контура. Ці турбіни працюють на різних робочих тілах з суттєво різними термодинамічними параметрами (тиском і температурою) і тому мають різні оберти, якщо останні визначити, виходячи з максимальних коефіцієнтів корисної дії кожної турбіни. З'єднати такі турбіни єдиним валом без втрат щодо їх е фективності дуже важко. В основу винаходу поставлено задачу удосконалення конвертованого авіаційного турбореактивного двоконтурного двигуна, в якому шляхом передачі потенційної енергії тиску і теплоємкості газу внутрішнього контура до повітря зовнішнього контура забезпечується можливість використання залишкової енергії газу внутрішнього контура і повітря зовнішнього контура двигуна в одній вільній силовій турбіні, яку можно незалежно від інших узлів двигуна спроектувати, виходячи із умови досягнення максимального коефіцієнта корисної дії. Поставлена задача вирішується тим, що авіаційний турбореактивний двоконтурний двигун, конвертований для наземного використання, який містить розташовані послідовно одне за іншим компресор, камеру згоряння, турбіну компресора, турбіну вентилятора, газо-повітряний теплообмінник, вихідний газовий патрубок, які створюють внутрішній контур, а також розташовані послідовно створюючи зовнішній контур вентилятор, кільцевий повітряний канал, вільну силову турбіну, з'єднану валом з приводним агрегатом, вихідний повітряний патрубок, згідно з винаходом, двигун обладнаний вільною турбіною повного розширення газу, яку встановлено у вн утрішньому контурі за турбіною вентилятора, а також обладнаний додатковим вентилятором, який встановлено у кільцевому повітряному каналі зовнішнього контура. Лопатковий вінець додаткового вентилятора є другим ярусом лопаткового вінця вільної турбіни повного розширення газу. Газо-повітряний теплообмінник з'єднаний по ходу газу з однієї сторони з виходом із вільної турбіни повного розширення газу, а з др угої сторони з вихідним газовим патрубком, а по ходу повітря він з'єднаний з однієї сторони з виходом з додаткового вентилятора, а з другої сторони з вихідним повітряним патрубком. Таким чином, удосконалення, які пропонуються, дають можливість конвертувати авіаційний двигун без зміни первинної конструкції тільки шляхом приєднання до неї додаткових узлів: вільної турбіни повного розширення газу, додаткового вентилятора, газо-повітряного теплообмінника і вільної силової турбіни. При цьому потенціальна енергія тиску газу на ви ході з турбіни вентилятора, яка в авіаційних двигунах дуже значна тому, що використовується для створення реактивної струмини, передається повітрю зовнішнього контура з допомогою вільної турбіни повного розширення газу та додаткового вентилятора, лопаточні вінці яких розташовані у два яруси на одному колесі. Тому ж повітрю у газоповітряному теплообміннику передається і теплова енергія газу внутрішнього контура. Так забезпечується можливість всю енергію газа внутрішнього контура і повітря зовнішнього контура використати за допомогою однієї вільної силової турбіни у зовнішньому контурі. Це вигідно тому, що в авіаційних двоконтурних двигунах витрати повітря в зонішьому контурі в два і більше разів вища, ніж витрата газу у вн утрішньому контурі, а в вентиляторі тиск повітря зростає в 2...2,5 рази. Оскільки у пропонуємому обладнанні тільки одна вільна силова турбіна, з'являється можливість розрахувати її так, щоб її оберти були рівні обертам приводного агрегату, тобто обійтися без редуктора (наприклад, для електрогенератора це 1500 або 3000 об/хвил.). На фігурі подана схема авіаційного турбореактивного двоконтурного двигуна, конвертованого для наземного використання, яка пояснює суть винаходу. Двигун містить послідовно розташовані у внутрішньому контурі компресор 1, камеру згоряння 2, турбіну компресора 3, турбіну вентилятора 4, вільну турбіну повного розширення газу 5, газоповітряний теплообмінник 6, вихідний газовий патрубок 7. У зовнішньому контурі двигуна послідовно одне за іншим розташовані вентилятор 8, кільцевий повітряний канал 9, додатковий вентилятор 10, вільна силова турбіна 11, зв'язана валом 12 з приводним агрегатом 13, і вихідний повітряний патрубок 14. Газо-повітряний теплообмінник 6 зв'язаний по ходу газ у з вільною турбіною повного розширення газу 5 з однієї сторони і вихідним газовим патрубком 7 з другої сторони. По ходу повітря газо-повітряний теплообмінник 6 з'єднаний з додатковим вентилятором 10 з однієї сторони та з вільною силовою турбіною 11 з другої сторони. Двигун працює таким чином. Повітря стискується у компресорі 1 і подається в камеру згоряння 2, де відбувається згоряння палива. Гарячі продукти згоряння приводять в обертання послідовно турбіну компресора 3, турбіну вентилятора 4 і вільну турбіну повного розширення газу 5. Далі газ проходить крізь газо-повітряний теплообмінник 6, де передає теплоту повітрю зовнішнього контура, і через вихідний газовий патрубок 7 виходить в атмосферу. У зовнішньому контурі повітря стискують у вентиляторі 8 і по кільцевому повітряному каналу 9 підводять до додаткового вентилятора 10, який приводить в обертання вільна турбіна повного розширення газу 5. Далі стиснуте у вентиляторах 8 і 10 повітря потрапляє в газо-повітряний теплообмінник 6, де підігрівається гарячим газом і надходить у вільну силову турбіну 11, яка з допомогою валу 12 приводить в обертання приводний 2 29278 агрегат 13. Потім відпрацьоване повітря через вихідний повітряний патрубок 14 виходить в атмосферу. Розрахунки показали, що пропонуєме обладнання має термічний коефіцієнт корисної дії рівний 33...35% і близький до граничного значення для газових турбін. 3 Фіг. 29278 4 29278 __________________________________________________________ ДП "Український інститут промислової власності" (Укрпатент) Україна, 01133, Київ-133, бульв. Лесі Українки, 26 (044) 295-81-42, 295-61-97 __________________________________________________________ Підписано до друку ________ 2002 р. Формат 60х84 1/8. Обсяг ______ обл.-вид. арк. Тираж 34 прим. Зам._______ ____________________________________________________________ УкрІНТЕІ, 03680, Київ-39 МСП, вул. Горького, 180. (044) 268-25-22 ___________________________________________________________ 5