Двигательная установка гиперзвукового самолета



Двигательная установка гиперзвукового самолета
Двигательная установка гиперзвукового самолета
Двигательная установка гиперзвукового самолета

 


Владельцы патента RU 2593573:

Болотин Николай Борисович (RU)

Двигательная установка гиперзвукового самолета содержит мотогондолу, воздухозаборник, корпус, компрессор, камеру сгорания, установленную за компрессором, газовую турбину, реактивное сопло и топливную систему, использующую водород, соединенную с камерой сгорания. Двигатель выполнен по трехвальной схеме. Мотогондола выполнена с системой ее охлаждения, которая соединена с топливной системой. Компрессор выполнен трехкаскадным, содержащим компрессоры низкого, среднего и высокого давления. За компрессором низкого давления установлен первый водородно-воздушный теплообменник. Между компрессорами среднего и высокого давления установлен второй водородно-воздушный теплообменник. Внутри воздушного тракта между компрессорами низкого и среднего давлений коаксиально валам установлена биротативная водородная турбина, которая имеет входной и выходной коллекторы. Входной коллектор соединен с выходом из последовательно соединенных водородно-воздушных теплообменников, а выходной - с камерой сгорания. Газовая турбина выполнена из газовой турбины высокого давления и газовой турбины низкого давления. Биротативная водородная турбина и компрессор среднего давления соединены вторым валом. Компрессор высокого давления соединен третьим валом с газовой турбиной низкого давления. Изобретение направлено на повышение энергетических возможностей газотурбинного двигателя, повышение степени сжатия компрессора, увеличение силы тяги двигателя и улучшение его удельных характеристик. 2 з.п. ф-лы, 6 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 пред 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, 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 ограничении температуры газов на выходе из турбины диапазоном 1700…1800 К 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.

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 двигательной установке гиперзвукового самолета, содержащей мотогондолу, воздухозаборник, корпус, компрессор, камеру сгорания, установленную за компрессором, газовую турбину, реактивное сопло и топливную систему, использующую водород, соединенную с камерой сгорания, отличающейся тем, что двигатель выполнен по трехвальной схеме, мотогондола выполнена с системой ее охлаждения, которая соединена с топливной системой, компрессор выполнен трехкаскадным, содержащим компрессоры низкого, среднего и высокого давления, за компрессором низкого давления установлен первый водородно-воздушный теплообменник, между компрессорами среднего и высокого давления установлен второй водородно-воздушный теплообменник, внутри воздушного тракта между компрессорами низкого и среднего давлений коаксиально валам установлена биротативная водородная турбина, которая имеет входной и выходной коллекторы, входной коллектор соединен с выходом их последовательно соединенных водородно-воздушных теплообменников, а выходной - с камерой сгорания, газовая турбина выполнена из газовой турбины высокого давления и газовой турбины низкого давления, биротативная водородная турбина и компрессор среднего давления соединены вторым валом, а компрессор высокого давления соединен третьим валом с газовой турбиной низкого давления. Воздухозаборник может быть выполнен сверхзвуковым. Реактивное сопло может быть выполнено сверхзвуковым.

Сущность изобретения поясняется фиг. 1…6, 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 приведен сверхзвуковой воздухозаборник,

на фиг. 6 приведено сверхзвуковое реактивное сопло.

Предложенное техническое решение (фиг. 1…6) содержит мотогондолу 1, содержащую, в свою очередь систему охлаждения 2, воздухозаборник 3, корпус 4, компрессор низкого давления 5, воздушный тракт 6, первый водородно-воздушный теплообменник 7, компрессор среднего давления 8, второй водородно-воздушный теплообменник 9, компрессор высокого давления 10, камеру сгорания 11, газовую турбину 12 и реактивное сопло 13. Реактивное сопло 13 предпочтительно выполнить сверхзвуковым. В реактивном сопле 13 установлен обтекатель 14.

Компрессор низкого давления 5 содержит статор 15 и ротор 16. Компрессор среднего давления 8 содержит статор 17 и ротор 18. Компрессор высокого давления 10 содержит статор 19 и ротор 20. Камера сгорания 11 содержит жаровую трубу 21 и форсунки 22. Газовая турбина 12 содержит статор 23 и ротор 24. Первый вал 25 установлен на опорах 26 и 27. Внутри воздушного тракта 6 концентрично первому валу 25 установлена биротативная водородная турбина 28, работающая на перегретом водороде. Биротативная водородная турбина 28 имеет наружный диаметр меньше внутреннего диаметра воздушного тракта 6, чтобы его не загромождать. Кроме того, малые диаметральные габариты водородной турбины 28 уменьшают центробежные нагрузки на ее вращающиеся детали. Биротативная водородная турбина 28 содержит внешний ротор 29, входной и выходной коллекторы, соответственно 30 и 31, уплотненные уплотнениями 32, и внутренний ротор 33 (фиг. 1 и 2).

На фиг. 2 приведена более подробно конструкция биротативной водородной турбины 28. Внешний ротор 29 содержит корпус 34 с торцовыми крышками 35 и 36, на которых размещены входной коллекторы 30 и выходной коллектор 31 соответственно. На торцовых крышках 35 и 36 под коллекторами 30 и 31 выполнены отверстия 37 и 38. Внешний ротор 29 установлен на опоре 39 на статорной детали 40.

Внутренний ротор 33 содержит корпус 41 в виде полого усеченного конуса, к которому присоединены торцовые стенки 42 и 43. К торцовой стенке 42 присоединен первый вал 25, а к торцовой стенке 36 - второй вал 44. Второй вал 44 соединяет внешний ротор 29 биротативной водородной турбины 28 и ротор 18 компрессора среднего давления 8. На корпусе 34 с внутренней стороны установлены рабочие лопатки 45, а на корпусе 41 ротора 33 с внешней стороны установлены рабочие лопатки 46. Ротор 33 установлен на опорах 27, 47 и 48 и уплотнен относительно статора 32 уплотнениями 49, 50 и 51, 52.

Третий вал 53 соединяет ротор 20 компрессора высокого давления 10 и ротор 24 газовой турбины 12 соответственно и установлен на опорах 54 и 55.

Воздушно-реактвный двигатель (фиг. 1) содержит систему топливоподачи 56, имеющую бак 57 для хранения водорода, топливопровод низкого давления 58, подключенный к выходу из бака 57. К топливопроводу низкого давления 58 присоединены насос 59, топливопровод высокого давления 60, регулятор расхода 61 и отсечной клапан 62.

Мотогондола 1 выполнен из наружной оболочки 63, внутренней оболочки 64 с зазором 65 между ними, входного коллектора 66 и выходного коллектора 67.

Трубопроводы перепуска 68…70 соединяют соответственно второй водородно-воздушный теплообменник 10 с входом в первый водородно-воздушный теплообменник 9, выход из первого водородно-воздушного теплообменника 9 с входным коллектором 31 биротативной водородной турбины 28 и выходной коллектор 32 с камерой сгорания 10.

Водородно-воздушные теплообменники могут быть соединены последовательно (фиг. 1 и 3) или параллельно (фиг. 4). Во втором варианте входы в водородно-воздушные теплообменники 6 и 8 соединены при помощи трубопроводов 71 и 72, к трубопроводу 72 присоединен топливопровод высокого давления 70. Выходы из водородно-воздушных теплообменников 7 и 9 соединены трубопроводом 72, к трубопроводу 72 присоединен трубопровод 70.

Возможно выполнение воздухозаборника 3 сверхзвуковым. В это случае он содержит сверхзвуковую часть 73, дозвуковую часть 74, входной коллектор 75, выходной коллектор 76.

Возможно выполнение реактивного сопла 14 сверхзвуковым. Это целесообразно для сверхзвуковых летательных аппаратов. В этом случае оно содержит дозвуковую часть 77, сверхзвуковую часть 78, входной коллектор 79, выходной коллектор 80.

РАБОТА ДВИГАТЕЛЯ

При работе двигательной установки (фиг 1…6) осуществляют его запуск путем подачи электроэнергии на стартер от внешнего источника энергии (на фиг. 1…6 стартер и источник энергии не показаны). Потом включают насос 59 и водород из бака 57 подается во второй водородно-воздушный теплообменник 9, потом по трубопроводу перепуска 51 - во входной коллектор 31 биротативной водородной турбины 28, потом из выходного коллектора 29 по трубопроводу перепуска 52 в форсунки 14 камеры сгорания 10, где воспламеняется при помощи запального устройства (на фиг. 1 и 2 запальное устройство не показано). Ротор 33 биротативной водородной турбины 28 раскручивается и раскручивает через второй вал 45 ротор 17 второго компрессора 8. Ротор 13 приводится в действие ротором 21 газовой турбины 10 через вал 22. Компрессор низкого давления 5 обеспечивает степень сжатия до 30…40, при этом температура воздуха на его выходе может достичь 800 К. Сжимать такой горячий воздух в компрессоре дальше практически невозможно. В воздушном тракте 5 воздух охлаждается до 300…400 К и становится снова пригодным для сжатия. При сгорании топлива (водорода) в камере сгорания 9 температура выхлопных газов повышается до 1800…2000°С. Газ, имеющий высокую температуру и давление, обладает значительным энергетическим потенциалом для его срабатывания на газовых турбинах и для обеспечения эффективной работы реактивного сопла 13.

1. Двигательная установка гиперзвукового самолета, содержащая мотогондолу, воздухозаборник, корпус, компрессор, камеру сгорания, установленную за компрессором, газовую турбину, реактивное сопло и топливную систему, использующую водород, соединенную с камерой сгорания, отличающаяся тем, что двигатель выполнен по трехвальной схеме, мотогондола выполнена с системой ее охлаждения, которая соединена с топливной системой, компрессор выполнен трехкаскадным, содержащим компрессоры низкого, среднего и высокого давления, за компрессором низкого давления установлен первый водородно-воздушный теплообменник, между компрессорами среднего и высокого давления установлен второй водородно-воздушный теплообменник, внутри воздушного тракта между компрессорами низкого и среднего давлений коаксиально валам установлена биротативная водородная турбина, которая имеет входной и выходной коллекторы, входной коллектор соединен с выходом их последовательно соединенных водородно-воздушных теплообменников, а выходной - с камерой сгорания, газовая турбина выполнена из газовой турбины высокого давления и газовой турбины низкого давления, биротативная водородная турбина и компрессор среднего давления соединены вторым валом, а компрессор высокого давления соединен третьим валом с газовой турбиной низкого давления.

2. Двигательная установка гиперзвукового самолета по п. 1, отличающаяся тем, что воздухозаборник выполнен сверхзвуковым.

3. Двигательная установка гиперзвукового самолета по п. 1 или 2, отличающаяся тем, что реактивное сопло выполнено сверхзвуковым.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к вычислительной технике, в частности к системе диагностирования ресурса лопаток газовых турбин авиадвигателя по их вытяжке. Техническим результатом является повышение быстродействия системы путем исключения поиска данных по всему объему базы данных сервера и локализации поиска только по опорным адресам базы данных, соответствующим идентификаторам элементов авиадвигателя.

Изобретение относится к энергетике. Газотурбинный двигатель выполнен двухконтурным, двухвальным, содержит не менее восьми модулей, смонтированных по модульно-узловой системе, включая компрессоры высокого и низкого давления, разделенные промежуточным корпусом, основную камеру сгорания, воздухо-воздушный теплообменник, турбины высокого и низкого давления, смеситель, фронтовое устройство, форсажную камеру сгорания и всережимное реактивное сопло.

Изобретение относится к энергетике. Способ серийного производства турбореактивного двигателя (ТРД), при котором изготавливают детали и комплектуют сборочные единицы, элементы и узлы модулей и систем двигателя.

Изобретение относится к энергетике. Турбореактивный двигатель выполнен двухконтурным, двухвальным, а также содержит не менее восьми модулей, смонтированных по модульно-узловой системе, включая компрессоры высокого и низкого давления, разделенные промежуточным корпусом, основную камеру сгорания, воздухо-воздушный теплообменник, турбины высокого и низкого давления, смеситель, фронтовое устройство, форсажную камеру сгорания и всережимное реактивное сопло.

Изобретение относится к энергетике. Способ капитального ремонта авиационных турбореактивных двигателей, при котором создают ротационно обновляемый запас восстановленных деталей - модулей, узлов, сборочных единиц, оставшихся после замены от предыдущих ранее отремонтированных двигателей, и используют их в порядке замены на очередном ремонтируемом двигателе.

Изобретение относится к энергетике. Способ серийного производства турбореактивного двигателя, при котором изготавливают детали и комплектуют сборочные единицы, элементы и узлы модулей и систем двигателя, собирают модули в количестве не менее восьми - от компрессора низкого давления до всережимного регулируемого реактивного сопла.

Изобретение относится к энергетике. Турбореактивный двигатель выполнен двухконтурным, двухвальным, содержит не менее восьми модулей, смонтированных по модульно-узловой системе, включая компрессоры высокого и низкого давления, разделенные промежуточным корпусом, основную камеру сгорания, воздухо-воздушный теплообменник, турбины высокого и низкого давления, смеситель, фронтовое устройство, форсажную камеру сгорания и поворотное реактивное сопло, включающее поворотное устройство и регулируемое реактивное сопло.

Изобретение относится к энергетике. Способ серийного производства газотурбинного двигателя, при котором изготавливают детали и комплектуют сборочные единицы, элементы и узлы модулей и систем двигателя.

Изобретение относится к энергетике. Турбореактивный двигатель (ТРД), выполненный двухконтурным, двухвальным, содержит не менее восьми модулей, включая компрессоры высокого и низкого давления, разделенные промежуточным корпусом, основную камеру сгорания, воздухо-воздушный теплообменник, турбины высокого и низкого давления, смеситель, фронтовое устройство, форсажную камеру сгорания и поворотное реактивное сопло, включающее поворотное устройство и регулируемое реактивное сопло, прикрепленное к поворотному устройству с возможностью выполнения совместно с подвижным элементом последнего поворотов для изменения направления вектора тяги.

Изобретение относится к энергетике. Способ серийного производства газотурбинного двигателя (ГТД), при котором изготавливают детали и комплектуют сборочные единицы, элементы и узлы модулей и систем двигателя.

Газотурбинный двигатель содержит воздушный тракт, содержащий, в свою очередь, воздухозаборник и, по меньшей мере, одну ступень компрессора, камеру сгорания, газовую турбину, по меньшей мере один вал, соединяющий компрессор и газовую турбину, реактивное сопло и систему подачи топлива.

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.

Газотурбинный двигатель содержит корпус, герметизирующую вход в корпус крышку, систему подачи электролита, выполненную в виде форсунки с кавитатором, размещенный в корпусе вал компрессора и турбины, электролизер-кавитатор, местное сужение канала с центральным телом.

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.

Способ уменьшения конденсационного следа газотурбинного двигателя заключается в том, что подают топливо со сверхнизким содержанием серы, с концентрацией серы меньше чем одна часть на миллион, в камеру сгорания газотурбинного двигателя для снижения количества содержащих серу побочных продуктов, образующихся в выхлопе газотурбинного двигателя.

Изобретение относится к турбореактивным двигателям, преимущественно двухконтурным, и пригодно для газотурбинных двигателей. .

Изобретение относится к области теплоэнергетики. .

Изобретение относится к энергетическим установкам и может быть использовано при создании наземных установок для получения электроэнергии и тепла с высокой эффективностью и при высоких экологических показателях, в том числе и при утилизации твердых бытовых и промышленных отходов (ТБО).

Изобретение относится к газотурбинным источникам электроэнергии, а именно к малоразмерным газотурбинным установкам - микротурбинам, и может применяться в энергетике, а также в автомобильном, железнодорожном, водном, воздушном транспорте в составе силовых установок с электроприводом.

Изобретение относится к машиностроению, в частности к газотурбинным двигателям, и может быть использовано в двигателестроении. .

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.
Наверх