Турбореактивний двоконтурний двигун

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 є обертовим напрямним апаратом з заданим законом обертання, яке з'єднано з ротором компресора низького тиску та жорстко зв'язано з внутрішнім привідним валом ротора турбіни низького тиску, нерухомий напрямний 3 різі Г-Г перед першим сопловим апаратом турбіни при Vп  0 ; Р - статичний тиск газового потоку у вихідс ному перерізі С-С нерегульованого вихідного сопла першого та другого контурів при Vп  0 . 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 першим сопловим апаратом турбіни високого тиску, P  , який у свою чергу повністю зален ср жить від зміни осьової абсолютної швидкості потоку Cс р у цьому ж перерізі. Cс р 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 f1-H1 навпаки, збільшується, сама зона розширюється. При Vп  Cк , див. [4], с. 22, фіг.1, Cс р збільшується, оскільки знаходиться у зоні прискореного потоку, P  / знижується, тяга ТРДД R  , див. формулу (2), н ср теж знижується, оскільки  P має знак мінус. нср 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 (100110 м/с). Відомо, що при Vп  Cк 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 г нср   цьому знижуються. Якщо при цьому режимі польоту збільшується щільність газового потоку, що 66620 4 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 заглушування 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. 2. Збільшення дроселюючої (гальмуючої) властивості зони загальмованого потоку H-f миттєво генерує падіння статичного тиску у перерізі В-В яке 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 Са у перерізі В-В, яке 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 Са 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°), що призводить до заглушування двигуна у польоті, до зниження безпеки польотів, а також ще більше підвищує силу та потужність ударних хвиль, які генеруються у кінематичній зоні жорсткого (пружного) ударуу перерізі В-В. Ці ударні хвилі однаково розповсюджуються по усіх напрямках. Ударні хвилі, які направлені проти потоку, гальмують останній, знижуючи Са 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 заглушування двигуна у польоті, до зниження безпеки польотів. Відомий "Спосіб підвищення газодинамічної стійкості роботи повітря-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 по ходу газового потоку робочих коліс регламентують більшу витрату газового потоку на другому по ходу газового потоку 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 дозвуковий повітрозабірник, компресори низького, середнього та високого тиску, що мають кор 5 пуси, камеру горіння, турбіни низького, середнього та високого тиску, вихідні сопла, опис та кінематичні схеми яких 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. 81, рис. 4.1, вибираємо за найближчий аналог, який містить дозвуковий повітрозабірник, компресори низького, середнього та високого тиску, що мають корпуси, 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 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 заглушування 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  , Р  Р , ККД, тяга двигуна) та екологік г нср чні показники (зниження децибельної характеристики, зниження витрати палива). Задача вирішується тим, що турбореактивний двоконтурний двигун, який містить дозвуковий повітрозабірник, компресори низького, середнього та високого тиску, що мають корпуси, 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 з'єднано з ротором компресора низького тиску та жорстко зв'язано з внутрішнім привідним валом ротора турбіни низького тиску, нерухомий напрямний апарат першого та другого контуру, який розташовано за обертовим напрямним апаратом та жорстко зв'язаний з корпусом компресора низького тиску, до якого жорстко кріпляться повітрозабірник і нерухомий напрямний апарат другого контуру, який по внутрішньому діаметру зв'язаний з зовнішнім корпусом компресора середнього тиску, ротор якого жорстко зв'язано з привідним коаксіальним валом ротора турбіни середнього тиску, та друге по ходу газового потоку робоче колесо, яке розташовано на одному роторі компресора низького тиску з обертовим напрямним апаратом, причому лопатки другого по ходу газового потоку робочого колеса мають гідравлічний кут β1, більший 66620 6 гідравлічного кута β1 лопаток обертового напрямного апарата в межах коефіцієнта витрати газового потоку. Застосування другого по ходу газового потоку робочого колеса, лопатки якого мають гідравлічний кут β1, що перевищує гідравлічний кут β1 на лопатках обертового напрямного апарата, дає можливість збільшити витрату газового потоку на другому по ходу газового потоку робочому колесі у порівнянні з витратою газового потоку обертового напрямного апарата, що призводить до інжектування газового потоку через міжлопаточні канали обертового напрямного апарата. Також 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, та підвищення газодинамічної стійкості роботи двигуна, та одночасно дає можливість суттєво підвищити Са до 260-300 м/с і на цій основі збільшити загальний П  , Р  Р , ККД, тягу двигук г нср на, та дає можливість вирішити поставлену задачу. Нові ознаки при взаємодії з відомими ознаками дозволяють отримати наступний технічний результат: 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 замінити 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 знижувальним 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 низького тиску, завдяки чому суттєво підвищується безпека польотів за рахунок підвищення газодинамічної стійкості роботи ТРДД, що заявляється, Са до 260-300 м/с на другому робочому колесі, ККД, П  , Р  Р , тяга ТРДД з одк г нср ночасним знижуванням децибельної характеристики та витрати палива. 2. Підвищення Са до 260-300 м/с на другому по ходу газового потоку робочому колесі автоматично збільшує абсолютну осьову швидкість газового потоку по вхідному перерізу повітрязабірника, що збільшує витрату газового потоку через двигун, П  , Р  Р , ККД, тягу ТРДД. к г нср 7 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 12 обертового напрямного апарата 1 та лопаток 13 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 12, 13 відповідно, які розташовані на одному роторі компресора низького тиску 3. Між обертовим напрямним апаратом 1 та другим по ходу газового потоку робочим колесом 2 розташовано нерухомий напрямний апарат 4 першого та другого контуру, жорстко зв'язаний з корпусом 5 компресора низького тиску, до якого жорстко кріпляться повітрозабірник 6 і нерухомий напрямний апарат другого контуру 7, який по внутрішньому діаметру зв'язано з зовнішнім корпусом компресора середнього тиску 8, ротор 9 якого жорстко зв'язано з привідним коаксіальним валом 10 ротора турбіни середнього тиску, при цьому обертовий напрямний апарат, який з'єднано з ротором компресора низького тиску 3, жорстко зв'язано з внутрішнім привідним коаксіальним валом ротора турбіни низького тиску 11. Лопатки 14 нерухомого напрямного апарата 4 першого та другого контуру показані на фіг.2 для загального розуміння. На прикладі принципової схеми ТРДД, представленій на фіг.1, роздивимось роботу заявленого 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 4 першого та другого контуру, приводяться у обертання через внутрішній привідний вал 11 ротора турбіни низького тиску, при цьому оберти обертового напрямного апарата 1 та другого по ходу газового потоку робочого колеса 2 однакові. Стиснення газового потоку у першому та другому 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 останнім робочим колесом ротора компресора низького тиску (на кресленні не позначені) і нерухомим напрямним апаратом 7 другого контуру. Причому гідравлічний кут β1 лопаток 12 обертового напрямного апарата, гідравлічний кут β1 і лопаток 13 другого по ходу газового потоку робочого колеса та гідравлічний кут β1 лопаток 14 нерухомого напрямного апарата першого та другого контуру забезпечують більшу витрату газового потоку на другому по ходу газового потоку робочому колесі у порівнянні з витратою газового потоку на обертовому напрямному апараті, оскільки гідравлічний кут β1 і лопаток 13 другого по ходу газового потоку робочого колеса більше гідравлічного кута β1 лопаток 12 оберто 66620 8 вого напрямного апарата в межах коефіцієнту витрати газового потоку, що призводить до інжектування газового потоку по двох контурах через міжлопаточні канали обертового напрямного апарата, що формує синусоїдальний характер зміни осьових швидкостей газового потоку перед другим по ходу газового потоку робочим колесом, що стискує газовий потік. На злітному режимі оберти обертовий напрямний апарат 1 і другого по ходу газового потоку робочого колеса стабілізуються і являються розрахунковими. На фіг.2 приводиться план швидкостей газового потоку по периферії лопаток 12 обертового напрямного апарата 1 і лопаток 13 другого по ходу газового потоку робочого колеса з коефіцієнтом витрати, який дорівнює 0,5 для обертового напрямного апарата і 0,7 для другого по ходу газового потоку робочого колеса, див. [5], с. 40, регламентуючи різні гідравлічні кути β1 лопаток 12, 13 обертового напрямного апарата 1 та другого по ходу газового потоку робочого колеса 2, при цьому на другому по ходу газового потоку робочому колесі Са забезпечується у межах 260÷300 м/с, що призводить до підвищення витрати газового потоку другого робочого колеса 2 у порівнянні з витратою газового потоку обертового напрямного апарата, на якому гідравлічний кут β1 забезпечує суттєво меншу осьову швидкість входу газового потоку Са , див. фіг.2. Таким чином, збільшення витрати газового потоку другого робочого колеса у порівнянні з першим робочим колесом 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 через міжлопаточні канали першого робочого колеса - обертового напрямного апарата призводить до збільшення на лопатках останнього відносної швидкості газового потоку W2 на виході і на вході W1 . Збільшення W1 на вході в лопатки 12 обертового напрямного апарата при постійній коловій швидкості U1 миттєво призводить до закрутки по току C1 (див. фіг.2), призводить до поступового U 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 Н-В2, направлений до центру перерізу 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 Pн , тому зона В1-В2 є зоною загальмованого потоку, у якій поступово розкручують 9 газовий потік до осьового напрямку лопатками 14 нерухомого напрямного апарата 4 першого та другого контуру, який застосовується із-за малої відстані між лопатками обертового напрямного апарата та лопатками другого по ходу газового потоку робочого колеса 2. Таким чином, найбільш ефективною принциповою схемою заявленого ТРДД є принципова схема, яка представлена на фіг.1, згідно якої повне усунення кінематичної зони жорсткого (пружного) удару у перерізі 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 по ходу газового потоку робочому колесі осьової швидкості Са до 260÷300 м/с, що при Cк = 110 м/c=const, дає суттєве збільшення П  , ККД, Р  Р , тяги ТРДД, що к г нср заявляється. Така принципова схема заявленого ТРДД у авіадвигунобудуванні невідома і може бути 66620 10 застосована для утворення високоефективних ТРДД нового покоління. Джерела інформації: 6 1. Патент 26883 Україна, МПК В64С 11/00, В64С27/00, B64D35/00, F04K3/00. 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, В63Н1/28, В63Н5/00. 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 F04D27/02, F02K1/00, F02K3/00, F02C7/00. Спосіб підвищення газодинамічної стійкості роботи повітряреактивних двигунів [Текст]/ Б.Ш. Мамедов (Україна); заявл.25.05.2009; опубл. 25.12.2009, Бюл. № 24. - 26 с. 5. Казанджан П.К. Теория авиационных двигателей [Текст] / П.К. Казанджан, Н.Д. Тихонов, А.К. Янко. - Москва: Машиностроение, 1983. - 223 с. 11 Комп’ютерна верстка Л. Ціхановська 66620 Підписне 12 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