Турбореактивний двоконтурний двигун

Турбореактивний двоконтурний двигун, що містить корпус, дозвуковий повітрозабірник, компресори низького, середнього та високого тиску, камеру горіння, турбіни низького, середнього та високого тиску, вихідні сопла, який відрізняється тим, що містить перше по ходу газового потоку робоче колесо, яке є обертовим напрямним апа 3 66619  перед сопловим апаратом, Pн , який у свою чергу ср повністю залежить від зміни осьової абсолютної швидкості потоку Cср у цьому ж перерізі. Cср змінюється залежно від того, у якій зоні прискореного чи загальмованого потоку вона знаходиться. Наприклад, при Vп  Cк , де С к - швидкість газового потоку на виході з компресора ТРДД, див. [4], с. 22, Фіг.1, генерується три зони: H-f - зона стиснення газового потоку або дросельна зона загальмованого потоку, f-f1 - зона прискореного потоку (за потоком), зона f1-Н1 - зона прискореного потоку (проти потоку). Згідно Закону збереження енергії потенційна енергія стиснення газового потоку у дросельній зоні загальмованого потоку H-f, див. [4], с. 22, Фіг.1, завжди дорівнює збільшенню кінетичної енергії у зонах f-f1 та f1-H1. При збільшенні швидкості польоту Vп доля підвищення кінетичної енергії у зоні f-f1 знижується, сама зона звужується, а доля підвищення кінетичної енергії у зоні f1H1 навпаки, збільшується, сама зона розширюється. При Vп  Cк , див. [4], с. 22, Фіг.1, Cср збільшується, оскільки знаходиться у зоні прискореного потоку, P / знижується, тяга ТРДД R  , див. форн ср  мулу (2), теж знижується, оскільки  Pн ср має знак мінус. Усі ці пояснення приводяться для того, щоб чітко уявляти, чому після перших секунд зльоту тяга любого ТРДД знижується, див. [3], с. 49, рис. 1.24. Відомо, що при зльоті та посадці літака найбільш небезпечним режимом польоту є режим при Vп  Cк (360-396 км/год), де С к - швидкість газового потоку на виході з компресора ТРДД (100-110 м/с). Відомо, що при Vп  0 перед будь-яким ТРДД генерується зона загальмованого потоку, див. [3], с. 82, див. [4], с. 22, Фіг.1, зона H-f, режим польоту при Vп  Cк . При цьому режимі польоту усі робочі колеса компресорів працюють у режимі недовантаження, особливо у перерізі В-В. Це означає, що осьова швидкість газового потоку в усіх робочих колесах компресорів збільшується вище розрахункового значення, особливо у перерізі В-В, ступінь стиснення газового потоку   компресорами, П , Р   Р  , тяга двигуна при к н ср г цьому знижуються. Якщо при цьому режимі польоту збільшується щільність газового потоку, що входить у двигун, наприклад, при мінусових температурах навколишнього середовища при підвищеній вологості повітря, при попаданні у щільний туман, густу хмарність, у реактивну струму від двигунів літака, що пролетів, при польоті у інверсійному шару і таке інше, то заглушання ТРДД завжди іде по наступній схемі: 1. Збільшується щільність газового потоку у зоні H-f, зоні загальмованого потоку, що сприяє збільшенню статичного тиску загальмованого потоку у цій зоні, одночасно збільшується інерційність зони загальмованого потоку, суттєво збільшується її дроселююча (гальмуюча) властивість. 4 2. Збільшення дроселюючої (гальмуючої) властивості зони загальмованого потоку H-f миттєво генерує падіння статичного тиску у перерізі В-В суттєво нижче розрахункового значення, див. [4], с. 22, Фіг.1. 3. Падіння статичного тиску у перерізі В-В миттєво генерує збільшення осьової швидкості газового потоку С а у перерізі В-В вище розрахункового значення при одночасному збільшенні сили та потужності ударних хвиль, які генеруються у кінематичні зоні жорсткого (пружного) удару у цьому ж перерізі, див. там же. 4. Збільшення С а вище розрахункового значення завжди призводить до розвиненого зриву потоку по коритцях лопаток першого робочого колеса компресора, оскільки кути атаки при цьому знижуються нижче (5-7°), генерується розвинений зрив потоку, що призводить до заглушання двигуна у польоті, до зниження безпеки польотів, а також ще більше підвищує силу та потужність ударних хвиль, які генеруються у кінематичній зоні жорсткого (пружного) удару у перерізі В-В. Ці ударні хвилі однаково розповсюджуються по усім напрямкам. Ударні хвилі, які направлені проти потоку, гальмують останній, знижуючи С а нижче розрахункового значення, що змінює кути атаки вище 5-7°, що призводить до генерування розвиненого зриву потоку зі спинок лопаток першого робочого колеса компресора, до заглушання двигуна у польоті, до зниження безпеки польотів. Відомий "Спосіб підвищення газодинамічної стійкості роботи повітро-реактивних двигунів" за патентом України на корисну модель №46407, [4], на підставі якого створено ТРДД, що заявляється. У цьому способі газовий потік проходить через два робочі колеса, які обертаються з наростаючими обертами по ходу газового потоку, а гідравлічні кути β1 та β2 лопаток першого та другого робочого колеса регламентують більшу витрату газового потоку на другому робочому колесі у порівнянні з першим, що призводить до інжектування газового потоку через обертовий напрямний апарат, тому статичний тиск між робочими колесами стає нижче Р н , де Р н - статичний тиск навколишнього середовища. Відомі різноманітні аналоги ТРДД, які включають корпус, дозвуковий повітрозабірник, компресори низького, середнього та високого тиску, камеру горіння, турбіни низького, середнього та високого тиску, вихідні сопла, опис та кінематичні схеми котрих приводяться в [3] на с. 17, рис. 1.3, в [5] на с. 81, рис. 4.1, на с. 82, рис. 4.2, на с. 83, рис. 4.3, рис. 4.4, на с. 84, рис. 4.5, на с. 7, рис. 4. ТРДД, принципову схему якого приведено в [5] на с. 7, рис. 4, вибраний за найближчий аналог, який містить корпус, дозвуковий повітря-забірник, компресори низького, середнього та високого тиску, камеру горіння, турбіни низького, середнього та високого тиску, вихідні сопла. Критика для усіх аналогів однакова. Головним конструктивним недоліком є наявність кінематичної зони жорсткого (пружного) удару по вхідних кромках лопаток першого робочого 5 колеса, яке стискує потік, див. [4], с. 22, Фіг.1. Ця кінематична зона жорсткого (пружного) удару регламентована тим, що у зоні Н-В, ( див. там же), існує найгірший закон руху часток газового потоку рух з наростаючим прискоренням часток газового потоку, який регламентує дуже низьку газодинамічну стійкість цих двигунів при зльоті, польоті та посадці, особливо при Vп  Cк при мінусових температурах навколишнього середовища та підвищеній вологості повітря, при попаданні літака у щільний туман, густу хмарність, інверсійний шар, у реактивний струм від двигунів літака, що пролетів, і таке інше, при цьому заглушання двигунів іде однаково по вище приведеній схемі, що суттєво знижує безпеку польотів. В основу корисної моделі, поставлена задача створення турбореактивного двоконтурного двигуна нового покоління з підвищеною газодинамічною стійкістю роботи, яка регламентує підвищену безпеку польотів, підвищені техніко-економічні показники ( П , к Р г  Р  ср н ККД, тяга двигуна) та екологіч ні показники (зниження децибельної характеристики, зниження витрати палива). Задача вирішується тим, що турбореактивний двоконтурний двигун, який містить корпус, дозвуковий повітря-забірник, компресори низького, середнього та високого тиску, камеру горіння, турбіни низького, середнього та високого тиску, вихідні сопла, містить перше по ходу газового потоку робоче колесо, яке є обертовим напрямним апаратом з заданим законом обертання, яке зв'язано з внутрішнім привідним валом ротора турбіни низького тиску, нерухомий напрямний апарат по першому та другому контуру, який розташовано за обертовим напрямним апаратом та жорстко зв'язано з корпусом двигуна, до якого жорстко кріпляться повітрозабірник і нерухомий напрямний апарат другого контуру, який по внутрішньому діаметру зв'язано з зовнішнім корпусом компресора середнього тиску, ротор якого жорстко зв'язано з привідним коаксіальним валом ротора турбіни середнього тиску, і на якому закріплено друге по ходу газового потоку робоче колесо ротора компресора середнього тиску. Застосування першого по ходу газового потоку робочого колеса, яке не стискує газовий потік, а служить тільки обертовим напрямним апаратом з заданим законом обертання, призводить до зміни закону руху часток газового потоку у зоні Н-В2 на синусоїдальний, до повного усунення кінематичної зони жорсткого (пружного) удару, що призводить до суттєвого зниження децибельної характеристики, підвищення газодинамічної стійкості роботи двигуна, що одночасно дає можливість суттєво підвищити С а до 260-300 м/с і на цій основі збільшити загальний П  , Р   Р  , ККД, тягу двигук г н ср на, та дає можливість вирішити поставлене завдання. Нові ознаки при взаємодії з відомими ознаками дозволяють отримати наступний технічний результат: 66619 6 1. Застосування першого по ходу газового потоку робочого колеса, яке не стискує газовий потік, а служить тільки обертовим напрямним апаратом з заданим законом обертання, дозволяє за рахунок впровадження додаткової зони загальмованого потоку В1-В2, закрутки потоку у зоні Н-В1 та розкрутки потоку у зоні В1-В2 змінити в зоні Н-В2 закон руху часток газового потоку з наростаючим прискоренням, що має місце у сучасних ПРД, включаючи ТРДД, на синусоїдальний закон руху часток газового потоку зі зниженим прискоренням, яке у перерізі В2-В2 дорівнює нулю, що повністю усуває кінематичну зону жорсткого (пружного) удару по вхідних кромках лопаток другого по ходу газового потоку робочого колеса осьового компресора середнього тиску, завдяки чому суттєво підвищується безпека польотів за рахунок підвищення газодинамічної стійкості роботи ТРДД, що заявляється, також підвищується С а до 260-300 м/с на другому робочому колесі, ККД, П , к Р  ср  Р  , тяга ТРДД з одночасним зниженням н г децибельної характеристики та витрати палива. 2. Підвищення С а до 260-300 м/с на другому по ходу газового потоку робочому колесі автоматично збільшує абсолютну осьову швидкість газового потоку по вхідному перерізу повітрозабірника, що збільшує витрату газового потоку через двигун, П  , Р   Р  ср , ККД, тягу ТРДД. к г н 3. Згідно пп. 1, 2 суттєво підвищується безпека польотів на усіх режимах польоту ТРДД, при Vп  0 , включаючи зліт та посадку. Принципова схема ТРДД, що заявляється, представлена на Фіг.1. На Фіг.2 представлено план швидкостей по периферії лопаток 11 обертового напрямного апарата та лопаток 12 другого по ходу газового потоку робочого колеса 2 на розрахунковому режимі при Vп  0 . Принципова схема ТРДД, що заявляється, включає обертовий напрямний апарат 1 та друге по ходу газового потоку робоче колесо 2, які містять лопатки 11, 12 відповідно, між якими розташовано нерухомий напрямний апарат 3 по першому та другому контуру, якій містить лопатки 13, жорстко зв'язано з корпусом двигуна 4, до якого жорстко кріпляться повітрозабірник 5 і нерухомий напрямний апарат другого контуру 6, який по внутрішньому діаметру зв'язаний з зовнішнім корпусом компресора середнього тиску 7, ротор 8 котрого жорстко зв'язаний з привідним коаксіальним валом 9 ротора турбіни середнього тиску, на якому закріплено друге по ходу газового потоку робоче колесо 2 ротора компресора середнього тиску, при цьому обертовий напрямний апарат жорстко зв'язано з внутрішнім привідним валом ротора турбіни низького тиску 10. Лопатки 13 нерухомого напрямного апарата 3 по першому та другому контуру показані на Фіг.2 для загального розуміння. На прикладі принципової схеми ТРДД, представленій на Фіг.1, роздивимось роботу заявляє 7 мого ТРДД на розрахунковому (злітному) режимі при Vп  0 . Обертовий напрямний апарат 1 та друге по ходу газового потоку робоче колесо 2, між якими розташований нерухомий напрямний апарат 3, приводяться у обертання через привідні коаксіальні вали 10, 9 від роторів турбін низького та середнього тиску, при цьому оберти обертового напрямного апарата 1 та другого по ходу газового потоку робочого колеса 2 збільшуються по ходу газового потоку. Стиснення газового потоку у першому та другому контурі здійснюється тільки після вхідної кромки лопаток 12 другого по ходу газового потоку робочого колеса 2, у другому контурі повне стиснення газового потоку здійснюється лопатками 12 другого по ходу газового потоку робочого колеса 2 і нерухомим напрямним апаратом 6 другого контуру. Таким чином, збільшення обертів обертового напрямного апарату 1 та другого по ходу газового потоку робочого колеса 2 по ходу газового потоку забезпечують більшу витрату газового потоку на другому по ходу газового потоку робочому колесі 2 у порівнянні з витратою газового потоку на обертовому напрямному апараті 1 та інжектування газового потоку по двом контурам через міжлопаточні канали обертового напрямного апарата, що формує синусоїдальний характер зміни осьових швидкостей газового потоку перед другим по ходу газового потоку робочим колесом 2, яке стискує газовий потік. На злітному режимі оберти обертового напрямного апарата 1 і другого по ходу газового потоку робочого колеса стабілізуються і являються розрахунковими, при цьому оберти другого по ходу газового потоку робочого колеса 2 суттєво перевищують оберти обертового напрямного апарата 1. На Фіг.2 приводиться план швидкостей газового потоку по периферії лопаток 11 обертового напрямного апарату 1 і лопаток 12 другого по ходу газового потоку робочого колеса 2 з коефіцієнтом витрати, рівним 0,5, див. [5], с. 40, що регламентує однакові гідравлічні кути β1 при цьому на другому по ходу газового потоку робочому колесі 2 С а забезпечується у межах 260÷300 м/с, що регламентує підвищену витрату газового потоку другого по ходу газового потоку робочого колеса 2 у порівнянні з витратою газового потоку обертового напрямного апарата 1, на якому гідравлічний кут β1 забезпечує суттєво меншу осьову швидкість входу газового потоку С а , оскільки U1  U2 , де U1 і U2 колова швидкість лопаток 11, 12 обертового напрямного апарата 1 та другого по ходу газового потоку робочого колеса 2 ( див. Фіг.2). Таким чином, збільшення витрати газового потоку другого по ходу газового потоку робочого колеса у порівнянні з обертовий напрямний апарат сприяє інжектуванню газового потоку через міжлопаточні канали першого робочого колеса, яке у цьому випадку не стискує газовий потік, а служить тільки обертовим напрямним апаратом з заданим законом обертання. Інжектування газового потоку скрізь міжлопаточні канали обертового напрямного апарата призводить до збільшення на лопатках 66619 8 останнього відносної швидкості газового потоку W2 на виході і на вході W1 . Збільшення W1 на вході в лопатки 11 обертового напрямного апарата при постійній коловій швидкості U1 миттєво призводить до закрутки потоку C1U , див. Фіг.2, що призводить до поступового наростаючого закручування газового потоку у зоні Н-В1, див. [4], с. 24, Фіг.4б, прискореного потоку проти узгодженого обертання обертового напрямного апарата і другого по ходу газового потоку робочого колеса, генеруючи при цьому відцентрові сили, які максимальні у перерізі В1-В1, та додатковий градієнт статичних тисків у зоні НВ2, направлений до центру перерізу В1 який стягує газовий потік у джгут до і після цього перерізу. Цей додатковий градієнт статичних тисків, направлений до центру перерізу В1-В1, див. [4], с. 26, Фіг.5, у зоні Н-В1 сприяє додатковому прискоренню газового потоку, а у зоні В1-В2 - сприяє гальмуванню газового потоку з підвищенням його статичного тиску, але менше Pн , тому зона В1-В2 є зоною загальмованого потоку, у якій поступово розкручують газовий потік до осьового напрямку лопатками нерухомого напрямного апарата 3 по першому та другому контурі, який застосовується із-за малої відстані між лопатками обертового напрямного апарата 1 та другого по ходу газового потоку робочого колеса 2. Таким чином, найбільш ефективною принциповою схемою заявляємого ТРДД є принципова схема, яка представлена на Фіг.1, згідно якої повне усунення кінематичної зони жорсткого (пружного) удару у перерізі В2-В2 по двом контурам означає повний перехід на синусоїдальний характер зміни осьових швидкостей та прискорень газового потоку у зоні Н-В2, що дозволяє отримати суттєве зниження децибельної характеристики, підвищення газодинамічної стійкості роботи двигуна, підвищення безпеки польотів, суттєве збільшення витрати газового потоку через двигун за рахунок збільшення на другому робочому колесі осьової швидкості С а до 260÷300 м/с, що при Ск=110 м/c=const, дає суттєве збільшення П  , ККД, к Р   Р  ср , тяги ТРДД, що заявляється. Така принг н ципова схема заявляємого ТРДД у авіадвигунобудуванні невідома і може бути застосована для утворення високоефективних ТРДД нового покоління. Джерела інформації: 6 1. Патент 26883 Україна, МПК В64С 11/00, В64С 27/00, B64D 35/00, F04K 3/00. Турбогвинтовентиляторний двигун [Текст] Б. Ш. Мамедов (Україна); заявл. 29.05.2007; опубл. 10.10.2007, Бюл. №16. - 22 с. 2. Патент 35561 Україна, МПК В63Н 1/14, В63Н 1/28, В63Н 5/00. Судновий двигуно-рушійний комплекс [Текст] Б.Ш. Мамедов (Україна); заявл. 21.04.2008; опубл. 25.09.2008, Бюл. №18. - 26 с. 3. Шляхтянко С.М. Теория и расчет воздушнореактивных двигателей [Текст] / С.М. Шляхтянко. Москва: Машиностроение, 1987. - 568 с. 9 4. Патент 46407 Україна, МПК F04D 27/02, F02K 1/00, F02K 3/00, F02C 7/00. Спосіб підвищення газодинамічної стійкості роботи повітряреактивних двигунів [Текст] / Б.Ш. Мамедов (Укра Комп’ютерна верстка А. Рябко 66619 10 їна); заявл. 25.05.2009; опубл. 25.12.2009, Бюл. №24. - 26 с. 5. Казанджан П.К. Теория авиационных двигателей [Текст] / П.К. Казанджан, Н.Д. Тихонов, А.К. Янко. - Москва: Машиностроение, 1983. - 223 с. Підписне Тираж 23 прим. Державна служба інтелектуальної власності України, вул. Урицького, 45, м. Київ, МСП, 03680, Україна ДП “Український інститут промислової власності”, вул. Глазунова, 1, м. Київ – 42, 01601