Двухтопливный воздушно-реактивный двигатель



Двухтопливный воздушно-реактивный двигатель
Двухтопливный воздушно-реактивный двигатель

 


Владельцы патента RU 2561773:

Болотин Николай Борисович (RU)

Двухтопливный воздушно-реактивный двигатель содержит воздухозаборник, корпус, по меньшей мере, один компрессор, камеру сгорания с топливным коллектором и группой форсунок, по меньшей мере, одну турбину и, по меньшей мере, один вал, соединяющий компрессор и турбину, реактивное сопло и систему подачи углеводородного топлива в камеру сгорания. Группа форсунок установлена за компрессором и соединена с ним воздушным трактом. Двигатель оборудован системой подачи водорода. В камере сгорания выполнена вторая группа форсунок, соединенная с вторым топливным коллектором. Корпус камеры сгорания выполнен в виде теплообменника кольцевой формы с входным и выходным коллекторами. Входной коллектор соединен с системой подачи водорода, а выходной коллектор соединен с вторым топливным коллектором. Турбина, установленная непосредственно после камеры сгорания, выполнена охлаждаемой и содержит сопловой аппарат с полостью, которая отверстиями соединена с внешним каналом. Турбина содержит рабочие лопатки, установленные на диске. Рабочие лопатки выполнены также охлаждаемыми. Полость соплового аппарата соединена каналами с аппаратом закрутки, предназначенным для подачи охлаждающего воздуха к диску и рабочим лопаткам. Изобретение повышает энергетические возможности газотурбинного двигателя, степень сжатия компрессора, увеличивает силу тяги двигателя и улучшает его удельные характеристики. 1 з.п. ф-лы, 2 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 F02С 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 F03B 13/00, опубл. 27.03.2008 г., 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 пред турбиной 2000 K. 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, относительно низкие удельные параметры, например удельный расход топлива, недостаточная степень сжатия компрессора.

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 выходе из турбины диапазоном 1700…1800 K в первую очередь из-за снижения ресурса рабочих лопаток газовой турбины. 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.

Известен двухтопливный воздушно-реактивный двигатель по патенту FR №2635826, МПК F02K 7/16, опубл. 1990 г., прототип.

Этот двухтопливный воздушно-реактивный двигатель содержит воздухозаборник, корпус, по меньшей мере, один компрессор, камеру сгорания с топливным коллектором и группой форсунок, установленную за компрессором и соединенную с ним воздушным трактом, по меньшей мере, одну турбину и, по меньшей мере, один вал, соединяющий компрессор и турбину, реактивное сопло и систему подачи углеводородного топлива в камеру сгорания, при этом двигатель оборудован системой подачи водорода, в камере сгорания выполнена вторая группа форсунок, соединенная с вторым топливным коллектором, корпус камеры сгорания выполнен в виде теплообменника кольцевой формы с входным и выходным коллекторами, при этом входной коллектор соединен с системой подачи водорода, а выходной коллектор соединен с вторым топливным коллектором.

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

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

Решение указанных задач достигнуто в двухтопливном воздушно-реактивном двигателе, содержащем воздухозаборник, корпус, по меньшей мере, один компрессор, камеру сгорания с топливным коллектором и группой форсунок, установленную за компрессором и соединенную с ним воздушным трактом, по меньшей мере, одну турбину и, по меньшей мере один вал, соединяющий компрессор и турбину, реактивное сопло и систему подачи углеводородного топлива в камеру сгорания, при этом двигатель оборудован системой подачи водорода, в камере сгорания выполнена вторая группа форсунок, соединенная с вторым топливным коллектором, корпус камеры сгорания выполнен в виде теплообменника кольцевой формы с входным и выходным коллекторами, при этом входной коллектор соединен с системой подачи водорода, а выходной коллектор соединен с вторым топливным коллектором, тем что турбина, установленная непосредственно после камеры сгорания, выполнена охлаждаемой и содержит сопловой аппарат с полостью, которая отверстиями соединена с внешним каналом, кроме того, турбина содержит рабочие лопатки, установленные на диске, рабочие лопатки выполнены также охлаждаемыми, полость соплового аппарата соединена каналами с аппаратом закрутки, предназначенным для подачи охлаждающего воздуха к диску и рабочим лопаткам.

Реактивное сопло может быть выполнено сверхзвуковым.

Сущность изобретения поясняется на фиг. 1 и 2, где:

- на фиг. 1 приведена схема двухтопливного газотурбинного двигателя,

- на фиг. 2 приведена схема камеры сгорания и охлаждаемой турбины.

Предложенное техническое решение (фиг. 1 и 2) содержит воздухозаборник 1, корпус 2, по меньшей мере, один компрессор 3, воздушный тракт 4, камеру сгорания 5, по меньшей мере одну турбину 6 и реактивное сопло 7 с центральным обтекателем 8. Реактивное сопло 7 предпочтительно выполнить сверхзвуковым.

Компрессор 3 содержит статор 9 и ротор 10. Камера сгорания 5 содержит первый и второй топливный коллекторы 11 и 12, первую и вторую группы форсунок 13 и 14 (фиг. 2). Турбина 6 содержит статор 15 и ротор 16. Вал 17, соединяет роторы 10 и 16 компрессора 3 и газовой турбины 6 и установлен на опорах 18 и 19. Возможно применение двух компрессоров 3 и двух турбин 6.

Двухтопливный воздушно-реактивный двигатель (фиг. 1) содержит систему подачи углеводородного топлива, имеющую бак 20, для хранения топлива, топливопровод низкого давления 21, подключенный к выходу из бака 20. К топливопроводу низкого давления 21 присоединены насос 22, топливопровод высокого давления 23, регулятор расхода 24 и отсечной клапан 25. Топливопровод высокого давления 23 соединен с первым топливным коллектором 11 и далее с первой группой форсунок 13.

Кроме того, двухтопливный воздушно-реактивный двигатель (фиг. 1) содержит систему подачи водорода, имеющую бак 26, для хранения водорода (второго топлива), топливопровод низкого давления 27, подключенный к выходу из бака 26. К топливопроводу низкого давления 27 присоединены насос 28, топливопровод высокого давления 29, регулятор расхода 30 и отсечной клапан 31. Топливопровод высокого давления 29 соединен через теплообменник 32 с вторым топливным коллектором 12 и далее с второй группой форсунок 14.

Теплообменник 32 выполнен заодно с корпусом 33 камеры сгорания 5 и содержит внешнюю стенку 34, внутреннюю стенку 35, установленные концентрично и с зазором 36 между ними, входной коллектор 37 и выходной коллектор 38. К входному коллектору 37 присоединен топливопровод высокого давления 29, а к выходному коллектору 38 посредством трубопровода 39 присоединен второй топливный коллектор 13, сообщающийся с второй группой форсунок 14.

Камера сгорания 5 кроме двух групп форсунок 12 и 14 содержит жаровую трубу 40, форсуночную плиту 41 и внутренний кожух 34, между которым и жаровой трубой 40 образован внутренний канал 42, а между жаровой трубой 40 и внутренней стенкой 35 образован внешний канал 43.

Турбина 5, непосредственно установленная за камерой сгорания 5, выполнена охлаждаемой и содержит сопловой аппарат 44 с полостью 45, которая отверстиями 46 соединена с внешним каналом 43. Кроме того, турбина 6 содержит рабочие лопатки 47, установленные на диске 48. Рабочие лопатки 47 выполнены также охлаждаемыми. Полость 45 соплового аппарата 44 соединена каналами 49 с аппаратом закрутки 50, предназначенным для подачи охлаждающего воздуха к диску 48 и рабочим лопаткам 47. На жаровой трубе 40 выполнены отверстия 51.

Возможно выполнение реактивного сопла 7 сверхзвуковым. Это целесообразно для сверхзвуковых летательных аппаратов.

РАБОТА ДВИГАТЕЛЯ

При работе воздушно-реактивного двигателя (фиг. 1 и 2) осуществляют его запуск путем подачи электроэнергии на стартер от внешнего источника энергии (на фиг. 1 и 2 стартер и источник энергии не показаны). Потом включают насос 22 и углеводородное топливо из бака 20 подается в первый топливный коллектор 11 и далее в первую группу форсунок 13.

При необходимости форсировать силу тяги двигателя водород из бака 26 по топливопроводу низкого давления 27, насосом 28, подается в топливопровод высокого давления 29, далее через регулятор расхода 30 и отсечной клапан 31 в теплообменник 32, где газифицируется и далее по трубопроводу 39 подается во второй топливный коллектор 12 и далее во второй группу форсунок 14 для сгорания.

Продукты сгорания приводит в действие ротором 16 турбины 6 и через вал 17 ротор 10 компрессора 3. Компрессор 3 обеспечивает степень сжатия до 30…40, при этом температура воздуха на его выходе может достичь 800 K.

Высокое давление после камеры сгорания 5 позволяет обеспечить перепад давления на турбине 6 и истечение продуктов сгорания из реактивного сопла 7 со сверхзвуковыми скоростями, тем самым создать большую реактивную тягу.

Вследствие большого хладоресурса водорода (низкая температура и высокая теплоемкость) он охлаждает часть воздуха, идущего по внешнему каналу 43 на 200…400°C. Охлажденный воздух поступает в сопловой аппарат 44 и рабочие лопатки 47 охлаждаемой турбины 6. Это компенсирует увеличение температуры продуктов сгорания перед турбиной 6. В итоге сила тяги двигателя и его удельные характеристики значительно возрастают.

Очень высокая сила тяги при малых габаритах двигателя позволяет достичь летательным аппаратам, оборудованным таким двигателем, скоростей М=5…10 и значительно повысить высотность работы двигателя.

Регулирование силы тяги осуществляется регуляторами расхода 24 и 30.

При останове воздушно-реактивного двигателя все операции осуществляются в обратной последовательности, т.е. закрывают отсечные клапаны 25 и 31.

Применение изобретения позволило:

1. Повысить силу тяги двигателя при его форсировании за счет увеличения степени сжатия компрессора и увеличения температуры перед турбиной.

Это достигнуто за счет того, что турбина, установленная непосредственно после камеры сгорания, выполнена охлаждаемой и содержит сопловой аппарат с полостью, которая отверстиями соединена с внешним каналом, кроме того, турбина содержит рабочие лопатки, установленные на диске, рабочие лопатки выполнены также охлаждаемыми, полость соплового аппарата соединена каналами с аппаратом закрутки, предназначенным для подачи охлаждающего воздуха к диску и рабочим лопаткам.

2. Обеспечить достижение самолетами, оборудованными этими двигателями, гиперзвуковых скоростей М=5…10.

3. Повысить высотность двигателя за счет применения жидкого кислорода.

1. Двухтопливный воздушно-реактивный двигатель, содержащий воздухозаборник, корпус, по меньшей мере, один компрессор, камеру сгорания с топливным коллектором и группой форсунок, установленную за компрессором и соединенную с ним воздушным трактом, по меньшей мере, одну турбину и, по меньшей мере, один вал, соединяющий компрессор и турбину, реактивное сопло и систему подачи углеводородного топлива в камеру сгорания, при этом двигатель оборудован системой подачи водорода, в камере сгорания выполнена вторая группа форсунок, соединенная с вторым топливным коллектором, корпус камеры сгорания выполнен в виде теплообменника кольцевой формы с входным и выходным коллекторами, при этом входной коллектор соединен с системой подачи водорода, а выходной коллектор соединен с вторым топливным коллектором, отличающийся тем, что турбина, установленная непосредственно после камеры сгорания, выполнена охлаждаемой и содержит сопловой аппарат с полостью, которая отверстиями соединена с внешним каналом, кроме того, турбина содержит рабочие лопатки, установленные на диске, рабочие лопатки выполнены также охлаждаемыми, полость соплового аппарата соединена каналами с аппаратом закрутки, предназначенным для подачи охлаждающего воздуха к диску и рабочим лопаткам.

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



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к газотурбинным двигателям и может быть применимо для сверхзвуковой военной авиации и гиперзвуковых самолетов. Воздушно-реактивный двигатель содержит воздухозаборник, корпус, компрессор с ротором компрессора и камеру сгорания, газовую турбину, вал, соединяющий компрессор и газовую турбину, и реактивное сопло.

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.

Изобретение относится к газотурбинным двигателям и может быть применимо для сверхзвуковой военной авиации и гиперзвуковых самолетов. Водородный газотурбинный двигатель содержит воздухозаборник, корпус, компрессор с ротором компрессора, имеющим вал, основную камеру сгорания, установленную за компрессором и соединенную с ним воздушным трактом, и сверхзвуковое реактивное сопло.

Изобретение относится к газотурбинным двигателям и может быть применимо для сверхзвуковой военной авиации и гиперзвуковых самолетов. Водородный воздушно-реактивный двигатель содержит воздухозаборник, корпус, по меньшей мере, один компрессор, камеру сгорания с топливным коллектором, установленную за компрессором и соединенную с ним воздушным трактом, по меньшей мере, одну турбину и, по меньшей мере, один вал, соединяющий компрессор и турбину, реактивное сопло и систему подачи водорода к камере сгорания.
Изобретение относится к газотурбинным двигателям и может быть применимо для сверхзвуковой военной авиации и гиперзвуковых самолетов. Задачи создания изобретения: повышение энергетических возможностей газотурбинного двигателя. Достигнутые технические результаты: повышение степени сжатия компрессора, увеличение силы тяги двигателя и улучшение его удельных характеристик. Решение указанных задач достигнуто в водородном газотурбинном двигателе, содержащем воздухозаборник, корпус, компрессор с ротором компрессора, имеющим вал, камеру сгорания, установленную за компрессором и соединенную с ним воздушным трактом, и реактивное сопло, тем, что между компрессором и камерой сгорания внутри воздушного тракта, соединяющего компрессор и камеру сгорания, установлена водородная биротативная турбина, которая имеет внешний и внутренний роторы, входной и выходной коллекторы и второй вал, соединенный с внешним ротором, внутренний ротор соединен с валом ротора компрессора, а за камерой сгорания установлен теплообменник, вход которого соединен с топливопроводом, а выход - с входным коллектором турбины, выходной коллектор этой турбины соединен трубопроводом с основной камерой сгорания, на выходе из теплообменника установлен второй компрессор, при этом биротативная водородная турбина и второй компрессор соединены вторым валом.

В гиперзвуковом двигателе, содержащем камеру сгорания, топливо после топливного насоса и перед подачей в камеру сгорания нагревается выше температуры самовоспламенения.

Изобретение относится к авиадвигателестроению. .

Изобретение относится к авиадвигателестроению. .

Изобретение относится к авиадвигателестроению. .

Изобретение относится к авиадвигателестроению. .

Изобретение относится к двигателестроению, в том числе к авиационным двигателям, и может найти применение в гиперзвуковых самолетах или для ракетно-космических систем, способных совершать пилотируемый полет в атмосфере, например, возвращаемой ступени ракеты-носителя. Газотурбинный авиационный двигатель содержит корпус, компрессор, турбину, реактивное сопло и основную камеру сгорания, соединенную воздушным трактом с компрессором. Вне корпуса установлен газогенератор, к входу которого присоединены трубопроводы окислителя и горючего, а к выходу - газовод, соединенный с воздушным трактом. Изобретение направлено на обеспечение высотного запуска двигателя и увеличение его форсажной тяги, особенно на больших высотах полета. 2 н. и 10 з. п. ф-лы, 17 ил.

Воздушно-реактивный двигатель содержит кожух с передним воздухозаборником и задним выпускным отверстием, формирующий внутреннее пространство для воздушного потока внутренней стенкой, расположенной внутри кожуха, центральный рассекатель воздушного потока и камеру сгорания. Центральный рассекатель воздушного потока имеет переднюю часть и заднюю часть, расположен во внутреннем пространстве кожуха и соединен с внутренними стенками кожуха опорными стойками. Внутреннее пространство кожуха обеспечивает прохождение воздушного потока между внутренними стенками кожуха и внешними стенками центрального рассекателя воздушного потока, в результате чего формируется кольцевая зона для прохождения потока, зона Вентури потока сгорания, прилегающая к задней части центрального рассекателя воздушного потока, и задняя выпускная часть кожуха. Камера сгорания расположена снаружи камеры основного воздушного потока, под углом к ней, рядом с задней частью центрального рассекателя воздушного потока и с зоной Вентури потока сгорания. Камера сгорания соединена с отсеком запаса пакетов высокоэнергетического топлива, расположенного в центральном рассекателе воздушного потока. Пакеты высокоэнергетического топлива выполнены с возможностью воспламеняться в камере сгорания для получения прямой тяги двигателя в результате сгорания одной или нескольких высокоэнергетических наночастиц в пакете высокоэнергетического топлива и преобразования водного раствора в этом пакете, в результате чего создается положительный воздушный поток через внутреннее пространство кожуха, и сгоревшее топливо с ускорением выбрасывается во внутреннее пространство кожуха воздушного потока под острым углом. Изобретение направлено на создание легкого устройства и способа для получения тяги, не создающего вращающегося момента и вибрации, для обеспечения движения летательного аппарата. 3 н. и 18 з.п. ф-лы, 6 ил.

Самолёт с газотурбинной силовой установкой содержит маршевую газотурбинную силовую установку, включающую не менее двух двигателей. Каждый из двигателей выполнен в виде выделенного корневого газотурбинного двигателя, содержащего внешний обтекатель, компрессор, камеру сгорания и турбину, приводящую компрессор, и расположенные отдельно от выделенного корневого газотурбинного двигателя движительные устройства. Выход компрессора каждого двигателя выполнен с кольцевым отборником для отбора воздуха для движителей таким образом, что часть воздуха, вырабатываемая компрессором, подводится в камеру сгорания и турбину и используется для привода компрессора. Другая часть оставшегося воздуха высокого давления поступает в трубопровод питания движительных устройств и другие системы и оборудование, обеспечивающие его функционирование. Выделенные корневые двигатели установлены на пилонах под крылом, а движительные устройства, выполненные в виде вихревых эжекторных движителей, установлены на верхней поверхности крыла. Кольцевой отборник каждого двигателя подсоединен к патрубку, установленному в пилоне и другим концом подсоединенному к трубопроводу для питания движительных устройств, установленному в переднем отсеке крыла. Каждый из патрубков, соединяющий кольцевой отборник двигателя с трубопроводом, снабжен обратным клапаном, предотвращающим подачу сжатого воздуха в отказавший двигатель. Достигается снижение расхода топлива, снижение шума, снижение массы и упрощение конструкции, повышается безопасность полётов. 4 ил.

Изобретение относится к области авиации и может быть использовано в двигателестроении летательных аппаратов. Прямоточный воздушно-реактивный двигатель содержит основной воздухозаборник, основную камеру сгорания, камеру переменного сечения, смесительную камеру, основное сопло, основной инжектор топлива, устройство инициирования пульсирующего режима горения. Прямоточный воздушно-реактивный двигатель дополнительно содержит серию мини воздушно-реактивных двигателей, каждый из которых снабжен воздухозаборником, камерой переменного сечения, инжектором топлива и камерой сгорания. Мини-двигатели примыкают к внутренним стенкам камеры переменного сечения, расположены вдоль спирали и ориентированы вдоль этой же спирали. Мини-двигатели расположены в три продольных ряда. Изобретение направлено на повышение стабильности работы, особенно на дозвуковых скоростях, повышение коэффициента тяги двигателя, повышение эффективности. 4 з.п. ф-лы, 3 ил.

Комбинированный турбопрямоточный реактивный двигатель содержит наружный корпус, центральное тело, воздуховод, по меньшей мере, первую ступень воздушного компрессора, турбонасос и дозвуковую турбину. Центральное тело соединено с наружным корпусом конструктивными связями и образует с ним входной канал для воздуха. Первая ступень воздушного компрессора содержит первую турбину, расположенную в центральном теле, и первый ротор с лопатками, которые расположены в воздуховоде и могут избирательно приводиться посредством первой турбины для функционирования в режиме турбореактивного двигателя и переводиться во флюгерное положение для функционирования в режиме прямоточного реактивного двигателя. Турбонасос содержит насос, питаемый жидким водородом из водородного бака для ввода водорода в нагреватель, расположенный в наружном корпусе позади центрального тела. Дозвуковая турбина привода насоса получает водород, собранный на выходе нагревателя и частично расширившийся. Частично расширившийся в дозвуковой турбине водород передается на первую турбину, представляющую собой сверхзвуковую турбину, для функционирования в режиме турбореактивного двигателя. Выходящий из первой сверхзвуковой турбины водород далее собирается в первых трубопроводах внутри центрального тела для отправки в камеру сгорания, образованную внутри корпуса позади центрального тела. Частично расширившийся в дозвуковой турбине водород отправляется непосредственно в камеру сгорания с помощью топливных форсунок для функционирования в режиме прямоточного реактивного двигателя. Изобретение позволяет избежать использования жидкого кислорода и создать компактный двигатель более простой конструкции со сниженной массой и улучшенными рабочими характеристиками. 6 з.п. ф-лы, 7 ил.
Наверх