Двигательная установка гиперзвукового самолета



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

 


Владельцы патента RU 2594091:

Болотин Николай Борисович (RU)

Двигательная установка гиперзвукового самолета содержит фюзеляж, воздухозаборник, корпус, компрессора низкого, среднего и высокого давления с роторами, камеру сгорания, установленную за компрессором высокого давления, газовую турбину, первый вал, соединяющий компрессор низкого давления и газовую турбину, реактивное сопло и топливную систему, использующую водород, соединенную с камерой сгорания. Фюзеляж выполнен с системой его охлаждения, которая соединена с топливной системой. За компрессором низкого давления выполнен воздушный тракт, в котором установлен первый водородо-воздушный теплообменник. Внутри воздушного тракта коаксиально валу установлена водородная турбина, которая имеет входной и выходной коллекторы. Входной коллектор соединен с выходом их первого водородо-воздушного теплообменника, а выходной - с камерой сгорания. Между компрессором среднего давления и компрессором высокого давления установлен второй водородо-воздушный теплообменник. Перед газовой турбиной установлена газовая турбина высокого давления. Водородная турбина и компрессор среднего давления соединены вторым валом, установленным коаксиально первому. Компрессор высокого давления соединен с турбиной высокого давления третьим валом. Изобретение направлено на повышение энергетических возможностей газотурбинного 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 перед 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°С. 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.

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 фюзеляж, воздухозаборник, корпус, компрессора низкого, среднего и высокого давления с роторами, камеру сгорания, установленную за компрессором высокого давления, газовую турбину, первый вал, соединяющий компрессор низкого давления и газовую турбину, реактивное сопло и топливную систему, использующую водород, соединенную с камерой сгорания, отличающейся тем, что фюзеляж выполнен с системой его охлаждения, которая соединена с топливной системой, за компрессором низкого давления выполнен воздушный тракт, в котором установлен первый водородо-воздушный теплообменник, внутри воздушного тракта коаксиально валу установлена водородная турбина, которая имеет входной и выходной коллекторы, входной коллектор соединен с выходом их первого водородо-воздушного теплообменника, а выходной - с камерой сгорания, при этом между компрессором среднего давления и компрессором высокого давления установлен второй водородо-воздушный теплообменник, перед газовой турбиной установлена газовая турбина высокого давления, водородная турбина и компрессор среднего давления соединены вторым валом, установленным коаксиально первому, а компрессор высокого давления соединен с турбиной высокого давления третьим валом. Воздухозаборник может быть выполнен сверхзвуковым. Реактивное сопло может быть выполнено сверхзвуковым.

Сущность изобретения поясняется чертежами, где:

- на фиг. 1 приведена схема двигательной установки,

- на фиг. 2 приведена схема водородной турбины,

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

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

- на фиг. 5 приведен сверхзвуковой воздухозаборник,

- на фиг. 6 приведено сверхзвуковое реактивное сопло.

Предложенное техническое решение (фиг. 1…6) содержит фюзеляж 1, содержащий 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 высокого давления 12, газовую турбину 13 и реактивное сопло 14. Реактивное сопло 14 предпочтительно выполнить сверхзвуковым.

Компрессор низкого давления 5 содержит статор 16 и ротор 17. Компрессор среднего давления 8 содержит статор 18 и ротор 19. Компрессор высокого давления 10 содержит статор 20 и ротор 21. Камера сгорания 11 содержит жаровую трубу 22 и форсунки 23. Газовая турбина высокого давления 12 содержит статор 24 и ротор 25. Газовая турбина 13 содержит статор 26 и ротор 27. Вал 28 соединяет роторы 17 и 27 компрессора 5 и газовой турбины 13 и установлен на опорах 29 и 30. Внутри воздушного тракта 6 коаксиально валу 28 установлена водородная турбина 31, работающая на перегретом водороде. Водородная турбина 31 имеет наружный диаметр меньше внутреннего диаметра воздушного тракта 6, чтобы его не загромождать. Кроме того, малые диаметральные габариты водородной турбины 31 уменьшают центробежные нагрузки на ее вращающиеся детали. Водородная турбина 31 содержит статор 32, ротор 33, входной и выходной коллекторы, соответственно 34 и 35 (фиг. 1 и 2).

На фиг. 2 приведена более подробно конструкция водородной турбины 31. Статор 32 содержит корпус 36 с торцовыми крышками 37 и 38, на которых размещены входной коллекторы 34 и выходной коллектор 35 соответственно. На торцовых крышках 37 и 38 под коллекторами 35 и 34 выполнены отверстия 39 и 40.

Ротор 33 содержит корпус 41 в виде полого усеченного конуса, к которому присоединены торцовые стенки 42 и 43. К торцовой стенке 42 присоединена втулка 44, а к торцовой стенке 43 - второй вал 45. Второй вал 45 соединяет роторы 33 водородной турбины 31 и ротор 19 компрессора среднего давления 8. На корпусе 36 с внутренней стороны установлены сопловые лопатки 46, а на корпусе 41 ротора 33 с внешней стороны установлены рабочие лопатки 47. Ротор 33 установлен на опорах 48 и 49 и уплотнен относительно статора 32 уплотнениями 50, 51 и 52, 53.

Третий вал 54 соединяет роторы 21 и 25 компрессора высокого давления 10 и турбины высокого давления 12 соответственно.

Воздушно-реактивный двигатель (фиг. 1) содержит систему топливоподачи 55, имеющую бак 56, для хранения водорода, топливопровод низкого давления 57, подключенный к выходу из бака 56. К топливопроводу низкого давления 57 присоединены насос 58, топливопровод высокого давления 59, регулятор расхода 60 и отсечной клапан 61.

Фюзеляж 1 выполнен из наружной оболочки 62, внутренней оболочки 63 с зазором 64 между ними, входного коллектора 65 и выходного коллектора 66.

Трубопроводы перепуска 67…69 соединяют соответственно второй водородно-воздушный теплообменник 9 с входом в первый водородно-воздушный теплообменник 7, выход из первого водородно-воздушного теплообменника 7 с входным коллектором 34 водородной турбины 31 и выходной коллектор 35 с камерой сгорания 11.

Водородно-воздушные теплообменники могут быть соединены последовательно (фиг. 1 и 3) или параллельно (фиг. 4). Во втором варианте входы в водородно-воздушные теплообменники 7 и 9 соединены при помощи трубопроводов 70. Выходы из водородно-воздушных теплообменников 7 и 9 соединены трубопроводом 71, к трубопроводу 71 присоединен трубопровод перепуска 69.

Возможно выполнение воздухозаборника 3 сверхзвуковым. В этом случае он содержит сверхзвуковую часть 72, дозвуковую часть 73, входной коллектор 74, выходной коллектор 75.

Возможно выполнение реактивного сопла 14 сверхзвуковым. Это целесообразно для сверхзвуковых летательных аппаратов. В этом случае оно содержит дозвуковую часть 76, сверхзвуковую часть 77, входной коллектор 78, выходной коллектор 79.

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 58 и водород из бака 56 подается во второй одородно-воздушный теплообменник 9, потом по трубопроводу перепуска 51 во входной коллектор 28 водородной турбины 25, потом из выходного коллектора 29 по трубопроводу перепуска 52 в форсунки 15 камеры сгорания 11, где воспламеняется при помощи запального устройства (на фиг. 1 и 2 запальное устройство не показано). Ротор 33 водородной турбины 31 раскручивается и раскручивает через второй вал 45 ротор 19 компрессора среднего давления 8. Ротор 17 приводится в действие ротором 27 газовой турбины 13 через вал 22. Компрессор низкого давления 5 обеспечивает степень сжатия до 30…40, при этом температура воздуха на его выходе может достичь 800 K. Сжимать такой горячий воздух в компрессоре дальше практически невозможно. В воздушном тракте 6 воздух охлаждается до 300…400 K и становится снова пригодным для сжатия. При сгорании топлива (водорода) в камере сгорания 11 температура выхлопных газов повышается до 1800…2000°С. Газ, имеющий высокую температуру и давление, обладает значительным энергетическим потенциалом для его срабатывания на газовых турбинах 12 и 13 и для обеспечения эффективной работы реактивного сопла 14.

Применение двух водородно-воздушных теплообменников 7 и 9, как отмечалось ранее, позволит снизить температуру воздуха на выходе из них с 700…800 K до температуры 250…300 K перед компрессорами среднего и высокого давления 8 и 10, что позволит обоим компрессорам 8 и 10 совместно с компрессором 5 обеспечить сжатие продуктов сгорания до 100…150 кгс/см2 (в земных условиях), т.е. до давления, соизмеримого с давлением в современных ЖРД. Без предварительного охлаждения компрессоры среднего и высокого давлений 6 и 8 были бы в принципе неработоспособны. Высокое давление перед камерой сгорания 9 позволяет обеспечить перепад давления на газовых турбинах 12 и 13 и истечение продуктов сгорания из реактивного сопла 14 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=5…10 и значительно повысить высотность работы двигателя.

Регулирование силы тяги осуществляется регулятором расхода 59.

При останове воздушно-реактивного двигателя все операции осуществляются в обратной последовательности, т.е. закрывают отсечной клапан 61.

Применение изобретения позволило:

1. Повысить степень сжатия компрессоров газотурбинного двигателя за счет применения трех компрессоров, двух газовых турбин и турбины, работающей на водороде, а также охлаждения продуктов сгорания перед вторым компрессором. Водородная турбина имеет небольшие диаметральные габариты, поэтому на ее рабочие лопатки действуют меньшие центробежные силы. Применение в качестве рабочего тела чистого водорода значительно увеличивает энергетический потенциал этого рабочего тела. Кроме того, водород может быть подогрет практически до любой температуры, которая ограничивается только прочностью рабочих лопаток водородной турбины, работающий в более легких условиях, чем рабочие лопатки газовой турбины. Степень сжатия компрессоров удается повысить за счет применения двух водородно-воздушных теплообменников, установленных между ними.

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

3. Повысить высотность двигателя за счет большей производительности трех компрессоров.

4. Увеличить надежность двигателя за счет небольших габаритов водородной турбины и уменьшения центробежных нагрузок на ее лопатки.

.

1. Двигательная установка гиперзвукового самолета, содержащая фюзеляж, воздухозаборник, корпус, компрессора низкого, среднего и высокого давления с роторами, камеру сгорания, установленную за компрессором высокого давления, газовую турбину, первый вал, соединяющий компрессор низкого давления и газовую турбину, реактивное сопло и топливную систему, использующую водород, соединенную с камерой сгорания, отличающаяся тем, что фюзеляж выполнен с системой его охлаждения, которая соединена с топливной системой, за компрессором низкого давления выполнен воздушный тракт, в котором установлен первый водородо-воздушный теплообменник, внутри воздушного тракта коаксиально валу установлена водородная турбина, которая имеет входной и выходной коллекторы, входной коллектор соединен с выходом их первого водородо-воздушного теплообменника, а выходной - с камерой сгорания, между компрессором среднего давления и компрессором высокого давления установлен второй водородо-воздушный теплообменник, перед газовой турбиной установлена газовая турбина высокого давления, водородная турбина и компрессор среднего давления соединены вторым валом, установленным коаксиально первому, а компрессор высокого давления соединен с турбиной высокого давления третьим валом.

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:

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.

Изобретение позволяет улучшить согласование взлетного и крейсерского режимов работы двигателя и повысить топливную экономичность двигателей гражданской и транспортной авиации.

Изобретение относится к передней части (122) разделителя осевой турбомашины, предназначенной для разделения кольцевого потока в турбомашине на первичный поток (118) и вторичный поток (120) для прохождения термодинамического цикла.

Газотурбинный двигатель содержит опору центрального узла, узел зубчатой передачи и гибкую опору. Опора центрального узла образует внутреннюю кольцевую стенку для осевого контура, содержащую первое монтажное средство.

Газотурбинный двигатель содержит опору центрального узла, узел зубчатой передачи и гибкую опору. Опора центрального узла образует внутреннюю кольцевую стенку для осевого контура и содержащую первые элементы шлицевого соединения.

Изобретение относится к газотурбинным силовым установкам пассажирских и грузовых самолетов. .

Изобретение относится к компрессору, в частности вентилятору турбореактивного двигателя, содержащему ступицу (36) и множество лопаток, каждая из которых жестко закреплена своим основанием (16) на ступице.
Наверх