Компрессорно-турбинный двигатель с поперечным расположением ступеней газовой турбины

Компрессорно-турбинный авиационный двигатель с поперечным расположением ступеней газовой турбины включает в себя входное устройство, компрессор, противоточную камеру сгорания, реактивное сопло, редуктор. Газовая турбина расположена поперечно оси двигателя. Камера сгорания расположена по оси двигателя в центре конструкции. Использование поперечного расположения газовой турбины и центральное размещение камеры сгорания позволяют значительно уменьшить массу и длину двигателя за счет уменьшения длины вала и объема корпуса камеры сгорания. Вал двигателя будет необходимо рассчитывать лишь на сжатие от газовых сил, возникающих в компрессоре, а длина вала уменьшится на величину длины турбины пропорционально. 3 ил.

 

Изобретение относится к машиностроению и может быть использовано как реактивный авиационный двигатель повышенной тяги.

Известны газотурбинные двигатели [RU 2075658 C1, 20.03.1997; RU 2374467 С2, 26.11.2007; RU 2396436 C2, 06.10.2005; US 3638428 A, 01.02.1972; WO 03020469 A1, 13.03.2003; GB 2194292 A, 02.03.1998], в которых на одном валу расположены осевой компрессор и осевая газовая турбина.

Все авиационные газотурбинные двигатели являются совокупностью теплового двигателя и движителя, т.е. они совмещают функции преобразования химической энергии топлива в работу и получения осевой силы, необходимой для полета воздушного судна.

Движителем газотурбинного двигателя является турбина с обеспечивающими ее работу компрессором, камерой сгорания и выходным устройством. Все эксплуатируемые авиационные газотурбинные двигатели работают по нормальной схеме: воздух из окружающей среды забирается воздухозаборником, подается в компрессор, сжимается и поступает в камеру, сгорания, расположенную после компрессора перед турбиной. В камере сгорания происходит подвод теплоты при горении горючего. Нагретое рабочее тело (газ) поступает в турбину, где на лопатках рабочего колеса совершает работу по вращению ротора двигателя. Мощность, вырабатываемая турбиной, используется в основном, компрессором, часть мощности забирают вспомогательные агрегаты.

Отработанный газ после турбины поступает в форсажную камеру, где происходит дожигание оставшихся окислительных элементов в газе добавочным количеством горючего, а затем отводится в окружающую среду через реактивное сопло.

Анализ структурно-силовой схемы реактивного двигателя (фигура 1) показывает, что величина тяги двигателя зависит от всех осевых сил, действующих на основные элементы двигателя (в компрессоре, камере сгорания, газовой турбине, реактивном сопле).

Если принять осевую силу тягу двигателя за 100%, то в компрессоре создается осевая сила порядка 800-1000%, т.е. почти в 10 раз больше тяги двигателя. Эта осевая сила, создаваемая компрессором, нерационально расходуется в газотурбинном двигателе. Так, в камере сгорания при прохождении воздуха и подведении тепла за счет сгорания горючего возникает осевая сила, равная 150-200% тяги, направленная против осевой силы компрессора и уменьшающая ее. В газовой турбине при обтекании рабочим телом (газом) лопаток турбины также возникает осевая сила, равная 350-450% и направленная против осевой силы, создаваемой компрессором.

Широко используемый расчет газотурбинного двигателя представляет собой расчет теплового двигателя, без учета особенностей газотурбинного двигателя как движителя. Анализ структурно-силовой схемы газотурбинного двигателя показывает существующие нерациональные потери осевой силы в газовой турбине, камере сгорания и сопле.

Наиболее близким по техническому содержанию к заявляемому устройству является турбореактивный двигатель АЛ-31ФП (см.: Авиастроение. Летательные аппараты, двигатели, системы и технологии. А.Г.Братухин. - М.: Машиностроение, 2000 г., стр.305-308).

Основными узлами ТРД АЛ-31ФП являются (фигура 1):

1. Входное устройство.

2. Компрессор.

3. Камера сгорания.

4. Газовая турбина.

5. Форсажная камера.

6. Выходное устройство.

Двигатель АЛ-31ФП установлен на отечественных самолетах конструкторского бюро им.Сухого. Наряду с большими достоинствами, которыми обладает этот двигатель, а именно: компактность, относительно небольшая масса, достаточно высокий уровень тяги, легкость запуска и т.д., он имеет и недостатки, главными из которых являются: низкий КПД двигателя, большой удельный расход топлива и недостаточный уровень тяги двигателя по сравнению с потенциальными возможностями двигателя.

Задачей предлагаемого изобретения является создание авиационного реактивного двигателя с высокими удельными параметрами и тягой двигателя. Поставленная задача достигается размещением камеры сгорания с обратным подводом воздуха по оси двигателя и газовой турбины перпендикулярно оси двигателя (фигура 2).

Компрессорно-турбинный авиационный двигатель с поперечным расположением ступеней газовой турбины (КТАД с ПРСГТ) включает в себя: входное устройство, компрессор, противоточную камеру сгорания, реактивное сопло, редуктор, причём газовая турбина расположена поперечно оси двигателя, а камера сгорания расположена по оси двигателя в центре конструкции.

Отработанный после газовой турбины газ можно использовать для получения дополнительной тяги через отводящие устройства или для управления положением воздушного судна в полете.

Использование структурно-силовой схемы компрессорного двигателя с поперечным расположением ступеней газовой турбины приводит к необходимости применения передаточного узла мощности (вращающего момента) от газовой турбины к компрессору.

Предлагаемый компрессорно-турбинный авиационный двигатель с поперечным расположением ступеней газовой турбины (КТАД с ПРСГТ) содержит следующие элементы:

1. Входное устройство.

2. Компрессор.

3. Камера сгорания.

4. Газовая турбина с поперечным расположением ступеней.

5. Форсажная камера.

6. Выходное устройство.

7. Редуктор.

При расположении оси газовой турбины с поперечным размещением ступеней перпендикулярно оси двигателя (фигура 3) сами диски будут размещены горизонтально по отношению к строительной оси двигателя. Ось газовой турбины должна быть расположена в центре тяжести двигателя для устранения возникающего (вредного) момента от возникающей вертикальной боковой силы.

Использование поперечного расположения газовой турбины и центральное размещение камеры сгорания позволяют значительно уменьшить массу и длину двигателя за счет уменьшения длины вала и объема корпуса камеры сгорания. Вал двигателя будет необходимо рассчитывать лишь на сжатие от газовых сил, возникающих в компрессоре, а длина вала уменьшится на величину длины турбины пропорционально.

Компрессорно-турбинный авиационный двигатель с поперечным расположением ступеней газовой турбины (КТАД с ПРСГТ), включающий в себя: входное устройство, компрессор, противоточную камеру сгорания, реактивное сопло, редуктор, отличающийся тем, что газовая турбина расположена поперечно оси двигателя, а камера сгорания расположена по оси двигателя в центре конструкции.



 

Похожие патенты:

Газотурбинная установка содержит компрессор, выполненный с возможностью приема и сжатия рабочей текучей среды, камеру сгорания, турбину. Камера сгорания выполнена с возможностью приема сжатой рабочей текучей среды из компрессора и топлива и с возможностью сжигания смеси сжатой рабочей текучей среды и топлива с образованием выхлопного газа.

Газотурбинный двигатель содержит компрессор, лопаточные диффузоры, канальный патрубок, кольцевую полость-ресивер, камеру сгорания, турбину. Турбина выполнена с охлаждаемым сопловым аппаратом, лопатки которого вдоль профиля пера от входной кромки имеют первую, вторую, третью и четвертую внутренние полости, соединенные с проточной частью через отверстия в пере лопатки, и перепускное устройство.

Изобретение относится к газотуроинным энергетическим установкам и транспортным двигателям наземного, морского и воздушного назначения. .

Изобретение относится к области двигателей внутреннего сгорания и может быть использовано на водном транспорте. .

Изобретение относится к области двигателей внутреннего сгорания. .

Изобретение относится к газотурбинным установкам для механического привода и для привода электрогенератора. .

Изобретение относится к двигателестроению, в том числе к мощным стационарным газотурбинным двигателям ГТД, предназначенным преимущественно для газоперекачивающих агрегатов, и может найти применение для пиковых энергетических установок в качестве привода для электрогенератора, предназначенного для выработки электроэнергии.

Изобретение относится к теплоэнергетическому машиностроению и может быть использовано в различных отраслях и на компрессорных станциях газопроводов. .

Изобретение относится к области газотурбостроения, а именно к двигателям, работающим на газообразном топливе, и может найти применение для электростанций и других потребителей.

Изобретение относится к области двигателестроения, а конкретно к высокотемпературным газотурбинным двигателям с трубчатыми или трубчато-кольцевыми стехиометрическими камерами сгорания для дальней авиации, в том числе беспилотной и, в частности, к устройству сопловых аппаратов ступеней высокотемпературных охлаждаемых газотурбинных двигателей (ГТД) с трубчатыми или трубчато-кольцевыми камерами сгорания.

Изобретение относится к газотурбинным двигателям. .

Двигательная установка гиперзвукового самолета содержит мотогондолу, воздухозаборник, корпус, компрессор с ротором компрессора, камеру сгорания, установленную за компрессором и соединенную с ним воздушным трактом, газовую турбину, реактивное сопло и топливную систему, соединенную с камерой сгорания. Двигатель выполнен двухвальным. Компрессор выполнен трехкаскадным в виде последовательно установленных компрессоров низкого, среднего и высокого давления. Между компрессорами низкого и высокого давления выполнен воздушный тракт, в котором установлен теплообменник. Внутри воздушного тракта коаксиально первому валу установлена биротативная паровая турбина, которая имеет входной и выходной коллекторы. Входной коллектор соединен с выходом из теплообменника, вход которого соединен с топливной системой, работающей на воде. Выходной коллектор соединен с электролизером, первый и второй выходы которого соединены с камерой сгорания. За камерой сгорания установлена газовая турбина. Ротор компрессора низкого давления первым валом соединен с паровой турбиной. Ротор компрессора среднего давления выполнен заодно с внешним ротором паровой турбины. Ротор компрессора высокого давления соединен третьим валом с ротором газовой турбины. Изобретение направлено на повышение степени сжатия компрессора, увеличение силы тяги двигателя и улучшение его удельных характеристик. 6 з.п. ф-лы, 15 ил.

Газотурбинный двигатель содержит компрессор низкого давления, компрессор высокого давления, турбину низкого давления, турбину высокого давления и средства регулирования для регулирования скорости вращения турбины низкого давления до по существу постоянной скорости. Турбина низкого давления связана первым валом с компрессором высокого давления. Турбина высокого давления связана вторым валом с компрессором низкого давления. Первый вал коаксиально проходит через второй вал, при этом первый и второй валы (24, 26) определяют осевое направление. Компрессор высокого давления, компрессор низкого давления, турбина высокого давления и турбина низкого давления расположены в этом порядке вдоль осевого направления. Изобретение направлено на снижение риска возникновения явления помпажа между компрессором низкого давления и компрессором высокого давления. 1 з.п. ф-лы, 2 ил.

Газотурбинный двигатель содержит чрезвычайно высокоскоростную турбину низкого давления, при этом отношение параметра, определяемого произведением площади выходного сечения турбины низкого давления на квадрат скорости вращения турбины низкого давления, к такому же параметру турбины высокого давления составляет от приблизительно 0,5 до приблизительно 1,5. Турбина высокого давления установлена на турбине низкого давления с промежуточной опорой. Достигается повышение коэффициента полезного действия газотурбинного двигателя, особенно при действии эффекта сжимаемости воздуха. 3 н. и 17 з.п. ф-лы, 3 ил.

Газотурбинный двигатель содержит вентилятор, компрессорную секцию, камеру сгорания, сообщающуюся по текучей среде с компрессорной секцией, турбину привода вентилятора, сообщающуюся с камерой сгорания, редукторную систему, гибкую опору и смазочную систему. Редукторная система выполнена с возможностью обеспечивать понижение скорости между турбиной привода вентилятора и вентилятором и передавать вентилятору входную мощность от турбины привода вентилятора с КПД, который превышает 98% и меньше, чем 100%. Гибкая опора обеспечивает поддержку частей редукторной системы, причем опора отходит от неподвижной конструкции двигателя с возможностью компенсации, по меньшей мере, радиального перемещения между редукторной системой и неподвижной конструкцией. Смазочная система выполнена с возможностью подачи смазки в редукторную систему и отвода тепловой энергии из редукторной системы. Турбина привода вентилятора имеет первую площадь выходного сечения и выполнена с возможностью вращения с первой скоростью, а двигатель дополнительно содержит вторую турбину, имеющую вторую площадь выходного сечения и выполненную с возможностью вращения со скоростью, превышающей первую скорость вращения. Первый характеризующий параметр определен как произведение квадрата первой скорости и первой площади, а второй характеризующий параметр определен как произведение квадрата второй скорости и второй площади, причем отношение первого характеризующего параметра ко второму характеризующему параметру составляет от 0,5 до 1,5. Изобретение позволяет повысить КПД газотурбинного двигателя. 10 з.п. ф-лы, 1 табл., 5 ил.

Опорный узел редукторной системы турбомашины содержит опору, имеющую более податливую часть и менее податливую часть. Менее податливая часть содержит стопор, ограничивающий осевое перемещение редукторной системы в турбомашине. Стопор выполнен с возможностью размещения на расстоянии от жесткого элемента во время штатной работы турбомашины, содержащей указанную редукторную систему, и с возможностью контактирования с этим жестким элементом во время нештатной ситуации с ограничением осевого перемещения. Более податливая часть во время работы турбомашины допускает некоторое перемещение редукторной системы относительно других частей турбомашины. При опирании редукторной системы в турбомашине применяют более податливую часть для обеспечения перемещения редукторной системы относительно других частей турбомашины и применяют менее податливую часть, имеющую стопор, для ограничения перемещения редукторной системы в осевом направлении. Группа изобретений позволяет обеспечить адаптацию редукторной системы турбомашины к допускам опорного узла и деформации самой турбомашины во время ее работы, а также исключить нештатное перемещение редукторной системы в осевом направлении. 2 н. и 11 з.п. ф-лы, 10 ил.

Газотурбинный двигатель содержит редуктор, соединенный с возможностью вращения с приводным валом вентилятора, и компрессор высокого давления. Газотурбинный двигатель выполнен с возможностью поддержания температуры на выходе компрессора высокого давления в диапазоне от 621 до 732°C при взлете, а отношение скоростей истечения, определяемое как отношение скорости истечения вентиляторной струи к скорости истечения основной струи, находится в диапазоне от 0,75 до 0,90 при полете с крейсерской мощностью двигателя на высоте около 10668 метров (35000 футов) со скоростью около 0,80 числа Маха. Степень двухконтурности двигателя превышает 8,0. Обеспечивается повышение КПД двигателя и, как следствие, уменьшается расход топлива. 4 н. и 24 з.п. ф-лы, 2 ил.

Система для поддержания непрерывной детонационной волны содержит кольцевую камеру сгорания и систему получения нестационарной плазмы. Система получения нестационарной плазмы расположена по отношению к камере сгорания таким образом, чтобы поддерживать вращающуюся детонационную волну путем генерирования высоковольтных импульсов низкой энергии в кольцевой камере сгорания. Система получения нестационарной плазмы включает импульсный генератор для генерирования указанных высоковольтных импульсов низкой энергии, чтобы обеспечить образование нестационарной плазмы, увеличивающей реакционную способность химических частиц компонентов топлива. Изобретение позволяет поддерживать непрерывную, стабильную детонационную волну, которая обеспечивает низкое давление подачи и высокую эффективность сжигания топлива. 2 н. и 16 з. п. ф-лы, 2 ил.

Изобретение относится к энергетике. Газотурбинная система сгорания, при этом газовая турбина содержит компрессор, камеру сгорания для выработки рабочего газа, соединенную для приема сжатого воздуха из компрессора, турбину, соединенную для приема рабочего газа из камеры сгорания. Камера сгорания состоит из единственной трубчатой камеры сгорания или содержит множество трубчатых камер сгорания, расположенных в кольцевой трубчатой конфигурации, причем трубчатая камера сгорания содержит по меньшей мере одну горелку предварительного смешивания. Воспламенение смеси начинается на выпуске горелки предварительного смешивания, а пламя стабилизируется в области выпуска горелки предварительного смешивания посредством области обратного течения. Изобретение позволяет обеспечить стабильное сгорание во всём рабочем диапазоне, а также позволяет понизить выбросы CO. 2 н. и 22 з.п. ф-лы, 11 ил.

Газотурбинный двигатель содержит корпус двигателя с поворотно-закрепленным блоком вала на блоке подшипника, камеру сгорания, заключенную в корпус двигателя, компрессор, присоединенный к блоку для вращения вокруг продольной оси, турбину, присоединенную к блоку вала для вращения вокруг упомянутой продольной оси, систему подачи топлива для доставки топливовоздушной смеси в камеру сгорания. Система подачи топлива включает блок отражателя топлива, поворотно закрепленный на блоке вала, включающий в себя корпус отражателя топлива и рабочее колесо отражателя топлива. Рабочее колесо отражателя топлива содержит канал сброса, гидравлически соединенный с камерой сгорания. Внутри корпуса двигателя неподвижно закреплен дефлектор топлива. Дефлектор топлива имеет внутреннюю поверхность, расположенную на определенном расстоянии и напротив наружной поверхности корпуса отражателя топлива, образуя канал подачи топлива. Канал подачи топлива имеет вход, гидравлически соединенный с топливопроводом, отклоняется вдоль продольной оси и заканчивается выходом, прилегающим к каналу сброса указанного рабочего колеса отражателя. Внутренняя поверхность имеет фасонную поверхность, образованную рядом концентрических неровностей на ней. Изобретение направлено на повышение экономичности и уменьшение себестоимости двигателя. 2 н. и 20 з. п. ф-лы, 10 ил.

Изобретение относится к энергетике. Способ смешивания разбавляющего воздуха с горячим основным потоком в системе последовательного сгорания газовой турбины, при этом газовая турбина содержит компрессор, первую камеру сгорания, соединенную ниже по потоку с компрессором. Горячие газы из первой камеры сгорания впускают в одну промежуточную турбину или непосредственно во вторую камеру сгорания, при этом горячие газы из второй камеры сгорания впускают в дополнительную турбину или непосредственно в систему регенерации энергии. Способ включает в себя этап, на котором осуществляют соосное введение охлаждающего воздуха жаровой трубы первой камеры сгорания с охлаждающим воздухом жаровой трубы второй камеры сгорания. Также представлены смеситель разбавляющего воздуха, а также варианты камеры сгорания для осуществления способа согласно изобретению. Изобретение позволяет увеличить эффективность работы газовой турбины. 4 н. и 13 з.п. ф-лы, 10 ил.

Компрессорно-турбинный авиационный двигатель с поперечным расположением ступеней газовой турбины включает в себя входное устройство, компрессор, противоточную камеру сгорания, реактивное сопло, редуктор. Газовая турбина расположена поперечно оси двигателя. Камера сгорания расположена по оси двигателя в центре конструкции. Использование поперечного расположения газовой турбины и центральное размещение камеры сгорания позволяют значительно уменьшить массу и длину двигателя за счет уменьшения длины вала и объема корпуса камеры сгорания. Вал двигателя будет необходимо рассчитывать лишь на сжатие от газовых сил, возникающих в компрессоре, а длина вала уменьшится на величину длины турбины пропорционально. 3 ил.

Наверх