Газотурбинный двигатель

 

Использование: авиационное двигателестроение. Сущность изобретения: в газотурбинном ддвигателе со вспомогательным контуром, работающим на водороде, во вспомогательный контур введен дополнительный воздушный тракт, связывающий выход из свободного компрессора со вспомогательной камерой. Водород в контуре двигателя играет роль хладагента. Для охлаждения турбины основного контура используется воздух высокого давления, который после охлаждения турбины подается в камеру сгорания промежуточного перегрева, куда поступает одновременно перешедший в газообразное состояние сжиженный воздух. 1 ил.

Изобретение относится к области авиационного двигателестроения, а также может быть использовано при разработке и производстве судовых и автомобильных ГТД.

Известна конструктивная схема жидкостно-воздушного двигателя [1], в котором весь воздух, поступающий в воздухосборник, сжижается жидким водородом в специальном теплообменнике и после этого насосом подается в камеру сгорания, туда же подается газифицированный водород.

Недостатком двигателя является то, что для охлаждения воздуха необходимо количество водорода, превышающее стехиометрическую величину.

Наиболее близким к изобретению техническим решением является установка [2] , содержащая компрессор низкого давления, выход из которого подключен к камере сгорания низкого давления и к компрессору высокого давления, камеру сгорания высокого давления, турбины высокого и низкого давления.

Недостатком прототипа является не использование хладоресурса криогенного топлива, что снижает эксплуатационные характеристики двигателя.

Целью изобретения является расширение диапазонов работы.

Поставленная цель достигается тем, что во вспомогательный контур введен дополнительный воздушный тракт, соединяющий полость за свободным каскадом компрессора со вспомогательной камерой сгорания, включающий горячую сторону дополнительного теплообменника, подсоединенного холодной стороной к топливному насосу и холодной стороне второго теплообменника, дополнительный насос для нагнетания сжиженного воздуха и холодные стороны первого и третьего теплообменников, а также во вспомогательном контуре выходное сечение каналов охлаждения неподвижных деталей турбины соединено с камерой сгорания промежуточного подогрева.

На чертеже изображена схема двигателя.

Газотурбинный двигатель состоит из основного контура, вспомогательного контура и топливного тракта. Основной контур включает компрессор 1, свободный каскад компрессора 2, камеру сгорания 3 и турбину 4. Вспомогательный контур содержит дополнительный теплообменник 5, насос 6, теплообменники 7 и 8, вспомогательный компрессор 9, теплообменник 10, каналы охлаждения 11, вспомогательную камеру сгорания 12, вспомогательную турбину 13, камеру сгорания промежуточного подогрева 14 и свободную турбину 15. Вспомогательный контур состоит из двух параллельных трактов, начинающихся за свободным каскадом компрессора 2 и заканчивающихся в камере сгорания промежуточного подогрева 14. Топливный тракт включает бак 16, топливный насос 17 и перепускной кран 18.

Двигатель работает следующим образом.

После сжатия в компрессоре 1 и свободном каскаде компрессора 2 основная часть воздуха поступает в камеру сгорания 3, где нагревается. В турбине 4 газ расширяется с выделением механической энергии и далее поступает в реактивное сопло. За свободным каскадом компрессора 2 производится отбор воздуха во вспомогательный контур. Часть этого воздуха поступает в теплообменник 5, где он сжижается, насосом 6 повышается его давление. Пройдя через теплообменники 7 и 8, воздух нагревается и поступает затем во вспомогательную камеру сгорания 12. После подогрева в ней продукты сгорания с избыточным количеством топлива расширяются в турбине 13, приводящей во вращение вспомогательный компрессор 9. Вспомогательный компрессор 9 сжимает вторую часть воздуха, отбираемую за свободным каскадом компрессора 2. Вторая часть воздуха перед сжатием охлаждается сжиженным воздухом в теплообменнике 7, а после сжатия в теплообменнике 10 подогретым водородом. После охлаждения горячих деталей турбины эта часть воздуха поступает, как и первая часть воздуха, в камеру сгорания промежуточного подогрева 14, в которой весь кислород воздуха выгорает. В свободную турбину 15 поступает весь расход воздуха вспомогательного контура. Выделившаяся механическая энергия затрачивается на сжатие воздуха в свободном каскаде компрессора 2. Хладоресурс водорода непосредственно расходуется в теплообменниках 5 и 10, куда он подается из бака 16 при помощи топливного насоса 17, а косвенно в теплообменниках 7 и 8.

Из перепускного крана 18 большая часть водорода поступает во вспомогательную камеру сгорания, а небольшая часть идет для охлаждения вспомогательной турбины 13 и трубопровода после нее.

Формула изобретения

ГАЗОТУРБИННЫЙ ДВИГАТЕЛЬ, содержащий компрессор низкого давления, выход из которого подключен к камере сгорания низкого давления и к компрессору высокого давления, камеру сгорания высокого давления, турбину высокого давления и турбину низкого давления, промежуточный холодильник , расположенный между компрессорами, отличающийся тем, что, с целью расширения диапазонов работы, функциональных возможностей, уменьшения отрицательного воздействия на окружающую среду, двигатель дополнительно снабжен системами охлаждения ротора и статора турбины низкого давления, теплообменниками, первый из которых установлен после компрессора высокого давления, второй - между системами охлаждения ротора и статора турбины низкого давления, топливным баком, топливным насосом, а также дополнительной воздушной магистралью с установленными на ней теплообменником для ожижения воздуха и насосом для его прокачки, дополнительной камерой сгорания, установленной перед дополнительной турбиной, причем вход в теплообменник для ожижения воздуха подключен по охлаждаемой среде к выходу из компрессора низкого давления, а выход через насос - к промежуточному холодильнику и далее через второй теплообменник - к камере сгорания высокого давления, вход по нагреваемой среде - к топливному насосу и топливному баку, а выход - к входу в первый теплообменник, дополнительная камера сгорания на входе подключена к выходу из турбины высокого давления и к системе охлаждения статора турбины низкого давления.

РИСУНКИ

Рисунок 1