Трехкомпонентный воздушно-реактивный двигатель

Трехкомпонентный воздушно-реактивный двигатель содержит воздухозаборник, корпус, по меньшей мере, два компрессора, камеру сгорания, по меньшей мере две газовые турбины, по меньшей мере два вала, соединяющих компрессоры и газовые турбины, реактивное сопло и систему подачи водородного топлива. Между компрессорами установлен, по меньшей мере, один водородно-воздушный теплообменник, подключенный к системе подачи водородного топлива. Двигатель также выполнен с системой подачи углеводородного топлива и системой подачи жидкого кислорода. Камера сгорания содержит три группы форсунок. Изобретение направлено на повышение степени сжатия компрессора, увеличение силы тяги двигателя и улучшение его удельных характеристик. 2 з.п. ф-лы, 5 ил.

 

Изобретение относится к двигателестроению, конкретно к авиационным двигателям для сверхзвуковых и гиперзвуковых самолетов.

Известен водородный газотурбинный двигатель по патенту РФ на изобретение №2029118, МПК F02C 3/04, опубл. 20.05.1995 г., 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.

Недостаток - низкие удельные характеристики двигателя вследствие малой степени сжатия воздуха в компрессоре.

Известен водородный газотурбинный двигатель по патенту РФ на изобретение №2320889, МПК F02K 3/04, опубл. 27.03.2008 г. (прототип), который содержит вентилятор, высоконапорный скоростной компрессор, мультипликатор, пароводяной нагреватель (генератор пара), форсажную камеру, турбодетандер с тепломассообменным аппаратом. Двигатель также имеет трехступенчатую активно-реактивную турбину, у которой третья ступень радиально-осевая, проточная часть которой переходит в критическое сверхзвуковое сечение сопла Лаваля, окруженное аккумулятором пара. Высоконапорный скоростной компрессор выполнен комбинированным со степенью повышения давления, равной 60. Двигатель рассчитан на тягу не менее 150 тонн с расходом воздуха через первый контур 600 кг/с, через второй контур - 1200 кг/с, температурой газа перед турбиной 2000 К. Вентилятор имеет наружный диаметр лопастей первого ряда 4000 мм. Внутри корпуса сопла Лаваля установлены форсунки подачи атомарного водорода для дожигания несгоревшего окислителя. Диски высоконапорного скоростного компрессора выполнены комбинированными - к осевым ступеням добавлены центробежные нагнетающие. Сопло Лаваля снабжено центральным телом, через отверстия которого подается паровоздушная смесь, создающая внешнюю упругую «оболочку-подушку», что позволяет изменять площадь проходного критического сечения сопла Лаваля.

Недостатки:

- низкий уровень силы тяги на максимальном режиме, относительно низкие удельные параметры, например удельный расход топлива, недостаточная степень сжатия компрессора,

- высокая стоимость водородного топлива (стоимость водорода более чем в 100 раз превышает стоимость углеводородного топлива - авиационного керосина),

- большие объемы топливных баков дородного топлива из-за низкой плотности водорода (плотность водорода примерно в 10 раз меньше плотности углеводородных топлив),

- низкие удельные параметры объясняются тем, что создать компрессор со степенью сжатия более 30…40 невозможно, из-за того что температура воздуха на выходе из него превысит 800°C. Кроме того, энергетического потенциала газовой турбины недостаточно для привода более мощного компрессора из-за ограничения температуры газов на входе в турбину диапазоном 1700…1800°К, в первую очередь из-за снижения ресурса рабочих лопаток газовой турбины при повышении их температуры. Рабочие лопатки газовой турбины находятся на большом диаметре, вращаются с огромными окружными скоростями, следовательно, на них действуют значительные центробежные нагрузки. Прочностные свойства материалов при увеличении температуры ухудшаются,

- значительное снижение силы тяги или полная неработоспособность двигателя на очень больших высотах из-за недостатка воздуха.

Задачи создания изобретения: повышение энергетических возможностей газотурбинного двигателя и улучшение его удельных характеристик.

Достигнутые технические результаты: повышение степени сжатия компрессора, увеличение силы тяги двигателя и улучшение его удельных характеристик.

Решение указанных задач достигнуто в двухтопливном воздушно-реактивном двигателе, содержащем воздухозаборник, корпус, по меньшей мере, два компрессора, камеру сгорания, по меньшей мере две газовые турбины, по меньшей мере два вала, соединяющих компрессоры и газовые турбины, реактивное сопло и систему подачи водородного топлива, тем, что между компрессорами установлен по меньшей мере один водородно-воздушный теплообменник, подключенный к системе подачи водородного топлива, кроме того, выполнена система подачи углеводородного топлива. Камера сгорания может содержать три группы форсунок.

Реактивное сопло может быть выполнено сверхзвуковым.

Сущность изобретения поясняется на фиг.1...5, где:

- на фиг.1 приведена схема водородного газотурбинного двигателя,

- на фиг.2 приведена схема водородной турбины,

- на фиг.3 приведена схема последовательного соединения водородно-воздушных теплообменников,

- на фиг. 4 приведена схема параллельного соединения водородно-воздушных теплообменников,

- на фиг.5 приведена конструкция камеры сгорания.

Предложенный двухтопливный воздушно-реактивный двигатель (фиг.1…5)

содержит воздухозаборник 1, корпус 2, первый компрессор 3, водородно-воздушный теплообменник 4, второй компрессор 5, камеру сгорания 6, первую газовую турбину 7, вторую газовую турбину 8 и реактивное сопло 9. Реактивное сопло 9 предпочтительно выполнить сверхзвуковым.

Первый компрессор 3 содержит статор 10 и ротор 11. Второй компрессор 5 содержит статор 12 и ротор 13. Камера сгорания 8 содержит три группы форсунок, первую 14 для подачи углеводородного топлива, и вторую 15 для подачи водорода, и третью 16 для подачи жидкого кислорода. Более подробно конструкция камеры сгорания приведена далее со ссылкой на фиг.5. Первая газовая турбина 7 содержит статор 17 и ротор 18. Вторая газовая турбина 8 содержит статор 19 и ротор 20. Первый вал 21 соединяет роторы 11 и 20 компрессора 3 и второй газовой турбины 8 и установлен на опорах 22 и 23.

Второй вал 24 соединяет роторы 13 и 18 второго компрессора 5 и первой турбины 7 и установлен на опорах 25 и 26.

Воздушно-реактивный двигатель (фиг.1) содержит две системы топливоподачи для подачи двух видов топлива, углеводородного и водородного

- систему подачи водорода,

- систему подачи углеводородного топлива.

Система подачи водорода содержит бак водорода 27, для хранения жидкого водорода, топливопровод низкого давления 28, подключенный к выходу из бака 27. К топливопроводу низкого давления 28 присоединены насос 29, топливопровод высокого давления 30, регулятор расхода 31 и отсечной клапан 32. Трубопровод перепуска 33 соединяет выход из первого водородно-воздушного теплообменника 4 с первой группой форсунок 15 камеры сгорания 6. (фиг.1).

Система подачи углеводородного топлива (первого топлива, такая терминология применяется, потому что это топливо используется первым) содержит бак углеводородного топлива 34, топливопровод низкого давления 35, подключенный к выходу из бака 33. К топливопроводу низкого давления 35 присоединены насос 36, топливопровод высокого давления 37, регулятор расхода 38 и отсечной клапан 39.

Возможно применение третьего компрессора 40, второго топливно-воздушного теплообменника 41, установленного перед ним, и третьей газовой турбины 42, установленное перед первой газовой турбиной 7. Третий компрессор 40 содержит статор 43 и ротор 44. Третья газовая турбина 42 содержит статор 45 и ротор 46. Третий вал 47 соединяет ротор 43 и ротор 46 соответственно третьего компрессора 41 и третьей газовой турбины 42 (фиг.2). Третий вал 47 установлен на опорах 48 и 49.

Трубопровод перепуска 50 соединяет выход из первого водородно-воздушного теплообменника 7 с входом во второй топливно-воздушный теплообменник 41, выход которого трубопроводом 51 соединен с второй группой форсунок 15 камеры сгорания 6.

Применение двух и более теплообменников более целесообразно, чем применение одного, но более эффективного и громоздкого теплообменника, который внесет значительное сопротивление в газодинамический тракт двигателя. Кроме того, температурный напор на них будет большим.

Водородно-воздушные теплообменники 4 и 41 могут быть соединены последовательно (фиг.1 и 3), или параллельно (фиг.4). Во втором варианте (фиг.4) входы в водородно-воздушные теплообменники 4 и 41 соединены по входу при помощи трубопровода 52, которому присоединен топливопровод высокого давления 29. Выходы из водородно-воздушных теплообменников 4 и 41 соединены трубопроводом 53, к которому присоединен трубопровод 54, выход которого соединен с первой группой форсунок 15 (фиг.4). Применение параллельного соединения теплообменников 4 и 41 позволит снизить гидравлические потери по линии водорода.

Кроме того, система топливоподачи содержит систему подачи жидкого кислорода, включающую бак кислорода 55, трубопровод низкого давления 56, подключенный к выходу из бака кислорода 55. К трубопроводу низкого давления 36 присоединены кислородный насос 57, трубопровод высокого давления 58, регулятор расхода кислорода 59 и отсечной клапан 60.

Камера сгорания 6 (фиг.5) содержит жаровую трубу 61, форсуночную плиту 62, три группы форсунок 14…16, установленных на ней, и три коллектора 63…65, установленных на форсуночной плите против них. В жаровой тубе 61 выполнены отверстия 66. Под ней установлен внутренний кожух 67, образующий с жаровой трубой 61 внутренний канал 68. Между корпусом 2 и жаровой трубой 61 образован внешний канал 69.

Возможно выполнение реактивного сопла 9 сверхзвуковым. Это целесообразно для сверхзвуковых летательных аппаратов.

РАБОТА ДВИГАТЕЛЯ

При работе трехкомпонентного воздушно-реактивного двигателя (фиг 1…5) осуществляют его запуск, путем подачи электроэнергии на стартер от внешнего источника энергии (на фиг.1…5 стартер и источник энергии не показаны).

Потом включают насос 36 (фиг.1) и углеводородное топливо из бака 34 подается в первый водородно-воздушный теплообменник 41, из которого потом по трубопроводу перепуска 43 подается во вторую группу форсунок 16 камеры сгорания 8.

Предложенный двигатель может работать в трех режимах:

- на углеводородном топливе,

- на водороде и атмосферном воздухе,

- на водороде и жидком кислороде при отсутствии или недостатке воздуха (в космосе и на очень больших высотах).

Запуск двигателя осуществляется на углеводородном топливе.

При сгорании первого топлива (углеводородного) в камере сгорания 7 температура выхлопных газов повышается до 1500…1700°С. Газ, имеющий высокую температуру и давление, обладает значительным энергетическим потенциалом для его срабатывания на газовых турбинах 7 и 8 и для обеспечения эффективной работы реактивного сопла 9.

Потом при необходимости форсирования двигателя (при полете на высоте более 20000 м и со скоростью М=3…6 включают насос 29 и водород из бака 27 подается в водородно-воздушный теплообменник 4, потом по трубопроводу перепуска 33 во вторую группу форсунок 16 камеры сгорания 6, где воспламеняется при помощи запального устройства (на фиг.1…4 запальное устройство не показано). При сгорании второго топлива (водорода) в камере сгорания 6 температура выхлопных газов повышается до 2000…2200°С. Газ, имеющий высокую температуру и давление, обладает значительным энергетическим потенциалом для его срабатывания на газовых турбинах 7 и 8 и для обеспечения эффективной работы реактивного сопла 9.

Расход углеводородного топлива уменьшается и его подачу отключают, чтобы потом использовать при возвращении летательного аппарата на аэродром. Одновременно увеличивают подачу водорода во вторую группу форсунок 15 камеры сгорания 6.

Применение водородно-воздушного теплообменника 4 (или двух теплообменников 4 и 41 или более двух), как отмечалось ранее, позволит снизить температуру воздуха на выходе из каждого них с 700…800°К до температуры 250…300°К, что позволит всем компрессорам обеспечить общее сжатие продуктов сгорания до 100…150, т.е. до давления, соизмеримого с давлением в камере сгорания современных ЖРД. Без предварительного охлаждения компрессоры 56 и 40 (фиг.2) были бы в принципе неработоспособны. Высокое давление перед камерой сгорания 6 позволяет обеспечить перепад давления на газовых турбинах 7 и 8 (или 7, 8 и 42 фиг.2) и истечение продуктов сгорания из реактивного сопла 9 со сверхзвуковыми скоростями, тем самым создать большую реактивную тягу. Очень высокая сила тяги при малых габаритах двигателя позволяет достичь летательным аппаратам, оборудованным таким двигателем скоростей М=3…6, и значительно (до 30000 м) повысить высотность работы двигателя.

При полете на высоте более 30000 м и со скоростями М=6…12 включают кислородный насос 57 и подают жидкий кислород в третью группу форсунок 16 (фиг.1 и 5). Это позволит поднять температуру газов перед турбинами до 2000…2500°К и не только повысить тягу двигателя, но и обеспечить его работоспособность при недостатке или полном отсутствии атмосферного воздуха.

Полет при приземлении летательного аппарата осуществляется на углеводородном (более дешевом) топливе на дозвуковых скоростях. Регулирования силы тяги двигателя при работе на углеводородном топливе осуществляется регулятором расхода 38. Регулирования силы тяги двигателя при работе на водороде и атмосферном воздухе осуществляется регулятором расхода 31. Система подачи углеводородного топлива (первого топлива, такая терминология применяется, потому что это топливо используется первым) содержит бак углеводородного топлива 34, топливопровод низкого давления 35, подключенный к выходу из бака 33. К топливопроводу низкого давления 35 присоединены насос 36, топливопровод высокого давления 37, регулятор расхода 38 и отсечной клапан 39.

В третьем режиме регулирование осуществляют дополнительно регулятором расхода кислорода 59.

При останове воздушно-реактивного двигателя (посадка летательного аппарата выполняется на углеводородном, более дешевом топливе) закрывают отсечной клапан 39 и прекращают подачу углеводородного топлива в первую группу форсунок 15 камеры сгорания 6.

Применение изобретения позволило:

1. Обеспечить работоспособность двигателя на очень больших высотах и в условиях космоса.

2. На максимальных (форсажных) режимах, при полете на гиперзвуковых скоростях повысить степень сжатия компрессоров газотурбинного двигателя за счет применения нескольких компрессоров, двух газовых турбин и турбины, работающей на водороде, а также охлаждения воздуха перед вторым компрессором. Степень сжатия компрессоров удается повысить за счет применения одного или двух водородно-воздушных теплообменников, установленных между ними.

3. Обеспечить достижение самолетами, оборудованными этими двигателями гиперзвуковых скоростей М=6…12.

4. Повысить высотность двигателя за счет большей производительности двух или трех компрессоров.

5. Уменьшить затраты на полет летательного аппарата за счет использования на первоначальном этапе полета более дешевого углеводородного топлива.

6. Уменьшить габариты и стартовый вес летательного аппарата, оборудованного таким двигателем, за счет того, что углеводородное топливо имеет плотность, на порядок (в 10 раз) большую, чем водород.

7. Уменьшить аэродинамическое сопротивление летательных аппаратов, оборудованных этими двигателями за счет небольших габаритов бака углеводородного топлива, обладающего большим удельным весом и относительно небольшого объема водородного бака.

1. Трехкомпонентный воздушно-реактивный двигатель, содержащий воздухозаборник, корпус, по меньшей мере, два компрессора, камеру сгорания, по меньшей мере две газовые турбины, по меньшей мере два вала, соединяющих компрессоры и газовые турбины, реактивное сопло и систему подачи водородного топлива, отличающийся тем, что между компрессорами установлен по меньшей мере один водородно-воздушный теплообменник, подключенный к системе подачи водородного топлива, кроме того, выполнена система подачи углеводородного топлива и система подачи жидкого кислорода.

2. Трехкомпонентный воздушно-реактивный двигатель по п.1, отличающийся тем, что камера сгорания содержит три группы форсунок.

3. Трехкомпонентный воздушно-реактивный двигатель по п.1 или 2, отличающийся тем, что реактивное сопло выполнено сверхзвуковым.