Турбореактивний двоконтурний двигун

УКРАЇНА (19) UA (11) 66621 (13) U (51) МПК (2011.01) F02C 7/04 (2006.01) F04D 27/02 (2006.01) F02K 1/00 F02K 3/00 ДЕРЖАВНА СЛУЖБА ІНТЕЛЕКТУАЛЬНОЇ ВЛАСНОСТІ УКРАЇНИ видається під відповідальність власника патенту ОПИС ДО ПАТЕНТУ НА КОРИСНУ МОДЕЛЬ (54) ТУРБОРЕАКТИВНИЙ ДВОКОНТУРНИЙ ДВИГУН */ Pнср *  Pнср де * Pнср  Pг*  * Pнср , - статичний тиск газового потоку у середньому перерізі Г-Г, див. [3], с. 16, рис. 1.1, перед першим сопловим апаратом турбіни при Vп=0; (13) *  Pнср - зниження (-), чи збільшення (+) статичного тиску газового потоку у середньому перерізі Г-Г перед першим сопловим апаратом турбіни при Vп>0; Р 'c - статичний тиск газового потоку у вихідному перерізі С-С нерегульованого вихідного сопла першого та другого контурів при Vп>0. 66621 - площа газодинамічного тракту у середньому перерізі Г-Г; Рс - статичний тиск газового потоку у вихідному перерізі С-С вихідного сопла першого та другого контурів при Vп=0; Fc - сумарна площа газодинамічного тракту у вихідних перерізах С-С нерегульованих вихідних соплах першого та другого контурів; */ Pнср - статичний тиск газового потоку у середньому перерізі Г-Г перед першим сопловим апаратом турбіни при Vп>0; (11) Fнср UA Корисна модель належить до галузі авіадвигунобудування. Відомо, що згідно єдиної теорії рушіїв на неперервних потоках, виведення формули тяги та польотного (тягового) ККД для любих турбореактивних двоконтурних двигунів (ТРДД) не відрізняється від аналогічного для гребних або повітряних гвинтів, оскільки тяга любого рушія на неперервних потоках, включаючи усі ТРДД, див. [1], [2], розраховується згідно кінематичного аналізу, або рівняння Ейлера за формулами: * R  Pнср Fнср  РсFc , при VП  0 , (1) */ ' R'  Pнср Fнср  Р'cFc , при VП  0 , (2) ку, нерухомий напрямний апарат по першому контуру, який розташований за обертовим напрямним апаратом по першому контуру та жорстко зв'язаний з корпусом компресора низького тиску по першому контуру, до якого кріпиться нерухомий напрямний апарат по другому контуру, який по зовнішньому діаметру зв'язаний з зовнішнім корпусом компресора низького тиску по другому контуру, до якого кріпиться повітрозабірник, та друге по ходу газового потоку робоче колесо по першому контуру, яке розташовано на одному роторі компресора низького тиску з обертовим напрямним апаратом, причому лопатки другого по ходу газового потоку робочого колеса мають гідравлічний кут 1, більший ніж гідравлічний кут 1 лопаток обертового напрямного апарата в межах коефіцієнта витрати газового потоку. (19) (21) u201107781 (22) 20.06.2011 (24) 10.01.2012 (46) 10.01.2012, Бюл.№ 1, 2012 р. (72) МАМЕДОВ БОРИС ШАМШАДОВИЧ (73) ЗАПОРІЗЬКИЙ НАЦІОНАЛЬНИЙ ТЕХНІЧНИЙ УНІВЕРСИТЕТ (57) Турбореактивний двоконтурний двигун, що містить дозвуковий повітрозабірник, компресори низького, середнього та високого тиску, що мають корпуси, камеру горіння, турбіни низького, середнього та високого тиску, вихідні сопла, який відрізняється тим, що містить перше по ходу газового потоку робоче колесо, яке по першому контуру є обертовим напрямним апаратом з заданим законом обертання, а по другому працює у режимі стиснення газового потоку, яке розташовано на роторі компресора низького тиску та зв'язано з внутрішнім привідним валом ротора турбіни низького тис 2 U 1 3 Аналіз формули тяги ТРДД (1), (2) показує, що при Vп≥0 тяга ТРДД залежить від статичного тиску газового потоку у середньому перерізі Г-Г перед * Pн сопловим апаратом, ср , який у свою чергу повністю залежить від зміни осьової абсолютної швидкості потоку Сср у цьому ж перерізі. Сср змінюється залежно від того, у якій зоні прискореного чи загальмованого потоку вона знаходиться. Наприклад, при Vп0, включаючи зліт та посадку. Принципова схема ТРДД, що заявляється, представлена на фіг. 1. На фіг. 2 представлено план швидкостей по периферії лопаток 12 на першому по ходу газового потоку робочому колесі 1 по першому контуру та лопаток 13 другого по ходу газового потоку робочого колеса 2 на розрахунковому режимі при Vп=0. ТРДД, що заявляється, включає перше та друге по ходу газового потоку робочі колеса 1, 2, які містять лопатки 12, 13 відповідно, які розташовані на одному роторі компресора низького тиску 3 та зв'язані з внутрішнім привідним валом ротора турбіни низького тиску 9. Між першим та другим по ходу газового потоку робочими колесами 1, 2 розташовано нерухомий напрямний апарат 4 по першому контуру, який містить лопатки 14, жорстко зв'язаний з корпусом 5 компресора низького тиску першого контуру, до якого кріпиться нерухомий напрямний апарат 6 другого контуру, який по зовнішньому діаметру зв'язано з зовнішнім корпусом 7 компресора низького тиску другого контуру, до якого кріпиться повітрозабірник 8, причому ротор компресора низького тиску 3 жорстко зв'язано з внутрішнім привідним валом 9 ротора турбіни низького тиску, а ротор компресора середнього тиску 10 жорстко зв'язано з коаксіальним привідним валом 11 ротора турбіни середнього тиску. 7 Ротор компресора середнього тиску 10, привідний коаксіальний вал 11 ротора турбіни середнього тиску, які показані на фіг. 1, лопатки 14 нерухомого напрямного апарата 4 першого контуру, які показані на фіг. 2, дані для загального розуміння. На прикладі принципової схеми ТРДД, представленій на фіг. 1, роздивимось роботу заявляемого ТРДД на розрахунковому (злітному) режимі при Vп=0. Перше та друге по ходу газового потоку робочі колеса 1, 2, між якими розташований нерухомий напрямний апарат 4 першого контуру, приводяться у обертання через внутрішній привідний вал 9 від ротора турбіни низького тиску, при цьому оберти першого та другого по ходу газового потоку робочих коліс 1, 2 однакові. Стиснення газового потоку у першому контурі здійснюється тільки після вхідної кромки лопаток 13 другого по ходу газового потоку робочого колеса 2. У другому контурі повне стиснення газового потоку здійснюється між лопатками 12 першого по ходу газового потоку робочого колеса 1 ротора компресора низького тиску і нерухомим напрямним апаратом 6 другого контуру, причому лопатки 13 другого по ходу газового потоку робочого колеса мають гідравлічний кут 1, більший гідравлічного кута 1 на лопатках 12 обертового напрямного апарата в межах коефіцієнту витрати газового потоку, що забезпечує більшу витрату газового потоку на другому по ходу газового потоку робочому колесі у порівнянні з витратою газового потоку на першому по ходу газового потоку робочому колесі 1 та інжектування газового потоку по першому контуру через міжлопаточні канали обертового напрямного апарата, що формує синусоїдальний характер зміни осьових швидкостей газового потоку перед другим по ходу газового потоку робочим колесом, яке стискує газовий потік. На злітному режимі оберти першого і другого по ходу газового потоку робочих коліс стабілізуються і являються розрахунковими. На фіг. 2 приводиться план швидкостей газового потоку по периферії лопаток 12 першого і лопаток 13 другого по ходу газового потоку робочого колеса по першому контуру з коефіцієнтом витрати , який дорівнює 0,5 для першого по ходу газового потоку робочого колеса і 0,7 для другого по ходу газового потоку робочого колеса, див. [5], с. 40, регламентуючи різні гідравлічні кути 1, при цьому на другому по ходу газового потоку робочому колесі Са забезпечує більшу витрату газового потоку у порівнянні з витратою газового потоку першого по ходу газового потоку робочого колеса по першому контуру, на якому гідравлічний кут 1 забезпечує суттєво меншу осьову швидкість входу газового потоку Са, див. фіг. 2. Таким чином, збільшення витрати газового потоку другого по ходу газового потоку робочого колеса у порівнянні з першим по ходу газового потоку робочим колесом по першому контуру сприяє інжектуванню газового потоку через міжлопаточні канали першого по ходу газового потоку робочого колеса, яке у цьому випадку не стискує газовий потік, а служить тільки обертовим напрямним апа 66621 8 ратом з заданим законом обертання. Інжектування газового потоку по першому контуру через міжлопаточні канали обертового напрямного апарата призводить до збільшення на лопатках останнього відносної швидкості газового потоку W 2 на виході і на вході W 1. Збільшення W 1 на вході в лопатки 12 обертового напрямного апарата при постійній коловій швидкості U1 миттєво призводить до закрутки потоку С1U, 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 переріза В1-В1, який стягує газовий потік у джгут до і після цього перерізу. Цей додатковий градієнт статичних тисків, направлений до центра 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 Рн, тому зона В1-В2 є зоною загальмованого потоку, у якій поступово розкручують газовий потік до осьового напрямку лопатками 14 нерухомого напрямного апарата 4 першого контуру, який застосовується із-за малої відстані між лопатками робочих коліс 1, 2. Таким чином, найбільш ефективною принциповою схемою заявляемого ТРДД є принципова схема, яка представлена на фіг. 1, згідно якої повне усунення кінематичної зони жорсткого (пружного) удару у перерізі В2-В2 по першому контуру означає повний перехід на синусоїдальний характер зміни осьових швидкостей та прискорень газового потоку у зоні Н-В2, що дозволяє отримати суттєве знижування децибельної характеристики, підвищення газодинамічної стійкості роботи двигуна, підвищення безпеки польотів. Така принципова схема заявляемого ТРДД у авіадвигунобудуванні невідома і може бути застосована для утворення високоефективних ТРДД нового покоління. Джерела інформації: 6 1. 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. 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 (Україна); заявл. 25.05.2009; опубл. 25.12.2009, Бюл. № 24. – 26 с. 9 5. Казанджан П.К. Теория авиационных двигателей [Текст] / П.К. Казанджан, Н.Д. Тихонов, А.К. Комп’ютерна верстка Д. Шеверун 66621 10 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