Турбоэжекторный двигатель и способ его регулирования

Турбоэжекторный двигатель, состоящий из входного устройства, компрессора, основной камеры сгорания, одноступенчатой турбины, газового эжектора, канал высокого давления которого с одной стороны соединен с компрессором через основную камеру сгорания, а с другой стороны - с турбиной через камеру смешения, канал низкого давления с одной стороны соединен с атмосферой через входное устройство, а с другой стороны - с турбиной через камеру смешения, смесительного теплообменника, расположенного перед компрессором, форсажной камеры сгорания, выходного устройства. В каналах высокого и низкого давлений газового эжектора на входе в камеру смешения расположены сопловые аппараты, в канале низкого давления газового эжектора размещена заслонка, лопатки турбины охлаждаются воздухом, к которому подмешивается топливо, вода. Способ регулирования турбоэжекторного двигателя заключается в использовании закона регулирования nпр = const (постоянная приведенная частота вращения компрессора) во всем эксплуатационном диапазоне применения летательного аппарата, а также - гиперфорсированного режима - повышение тяги двигателя за счет подачи жидкости (воды, жидкого воздуха, жидкого кислорода, керосина в количестве не более 3% от расхода воздуха) на вход в компрессор на скоростях полета более четырех чисел Маха. Применение турбоэжекторных двигателей позволит увеличить скорость и высоту полета самолета-разгонщика до М ~ 7 и Н ~ 40 км, при которых первая ступень РКС становится ненужной. Это позволит повысить мощность второй ступени РКС в разы и, соответственно, увеличить полезную нагрузку в десятки раз. 2 н. и 4 з.п. ф-лы, 7 ил.

 

Изобретение относится к авиационно-космической технике, в частности, к системам запуска космических аппаратов.

Стоимость доставки грузов в космос с использованием гиперзвуковых платформ (самолетов-разгонщиков) многократно снижается по сравнению с запуском космических ракет. Решение этой задачи связано с созданием гиперзвуковых двигателей.

Известен гиперзвуковой турбоэжекторный двигатель (ТРДЭ), состоящий из входного устройства, осевого компрессора, основной камеры сгорания, одноступенчатой турбины, газового эжектора, канал высокого давления которого с одной стороны соединен с компрессором через основную камеру сгорания, а с другой стороны - с турбиной через камеру смешения, канал низкого давления с одной стороны соединен с атмосферой через входное устройство, а с другой стороны - с турбиной через камеру смешения, теплообменника, расположенного перед компрессором, форсажной камеры сгорания, выходного устройства (Патент RU 2386829 С1, МПК 3/32 от 20.04.2010). Проблемными вопросами, препятствующими реализации ТРДЭ, являются: температура лопаток (компрессора, турбины), потери давления в камере смешения, ее габариты, габариты и масса теплообменника.

Целью изобретения является устранение проблемных вопросов.

Известен способ форсирования турбореактивного двигателя, заключающийся в подаче на вход в компрессор под высоким давлением жидкого воздуха либо жидкого кислорода (патент US 6644015 В1, МПК F02K 11/00 от 11.11.2003).

Известен способ форсирования турбоэжекторного двигателя подачей топлива (не более 3 процентов от расхода воздуха) на вход в компрессор (патент RU 2386832 С1, МПК F02C 7/143, 2010).

Известен способ защиты турбоэжекторного двигателя от помпажа, заключающийся в перепуске воздуха из средних ступеней компрессора в канал низкого давления газового эжектора при закрытом входе в канал (патент RU 2424439 С1, МПК F02C 3/32 от 20.07, 2010).

Известен способ повышения давления газа, заключающийся в подаче в поток газа, движущийся по каналу, по направлению потока - жидкости, находящейся под давлением (патент RU 2468260 С1, МПК F04F 5/04 от 27.11.12).

Известен способ охлаждения турбинных лопаток, заключающийся в охлаждении воздуха, отбираемого от двигателя, водой (топливом) путем смешения с последующей подачей образовавшейся смеси во внутренние полости лопаток турбин (патент RU 2409745 С1, МПК F01D 5/18 от 20.01.2011).

Известны монокристаллические лопатки, позволяющие выдерживать температуры более 1300 К.

Известны керамические сопловые аппараты, позволяющие выдерживать температуры более 2500 К.

Известна технология «blisk», позволяющая создавать рабочие колеса турбин с минимальными размерами втулки (относительный диаметр втулки менее 0,55).

Известны способы воздушного охлаждения лопаток турбин (П.К. Казанджан, Н.Д. Тихонов, А.К. Янко. Теория авиационных двигателей. М: Машиностроение, 1983, с. 188÷193). Эффективность воздушного охлаждения зависит от температуры и расхода охлаждающего воздуха, величина которого зависит от количества охлаждаемых венцов турбины и коэффициента интенсивности охлаждения лопаток, который достигает 0,8 (там же с. 195, рис. 11.8, 11.9).

Поставленная цель достигается тем, что в гиперзвуковом ТРДЭ в каналах высокого и низкого давлений газового эжектора на входе в камеру смешения расположены сопловые аппараты, в канале низкого давления газового эжектора размещена заслонка, теплообменник - смесительного типа, лопатки турбины охлаждаются воздухом, к которому подмешивается топливо, вода.

Сущность изобретения заключается в том, что, во-первых, сопловые аппараты, расположенные на входе в камеру смешения, заставляют воздух и газ (продукты сгорания) двигаться по спиралевидным траекториям, что уменьшает длину камеры смешения (при движении по спирали газы за то же время проходят меньшее осевое расстояние, кроме этого, появляются центробежные силы, которые заставляют один газ проникать внутрь другого), во-вторых, заслонка, расположенная в канале низкого давления газового эжектора, позволяет исключить (путем перекрытия канала) сверхзвуковые режимы работы газового эжектора, что решает проблему потерь давления в камере смешения, в-третьих, смесительный теплообменник практически не имеет габаритов и веса, в-четвертых, при охлаждении лопаток турбины воздухом недостаток хладоресурса воздуха компенсируется хладоресурсом топлива, воды.

Предпочтительно иметь монокристаллические рабочие лопатки (турбины, компрессора), керамические сопловые аппараты.

Новая совокупность признаков ТРДЭ позволяет реализовать способ регулирования ТРДЭ, заключающийся в поддержании в процессе роста скорости полета летательного аппарата (ЛА) постоянной приведенной частоты вращения компрессора (, где - относительная частота вращения компрессора, - температура торможения воздуха) до достижения предельной (по прочности турбины) физической частоты вращения турбокомпрессора; после чего приведенная частота вращения компрессора снижается до заданного уровня, оставаясь постоянной, в канале низкого давления газового эжектора открывается заслонка, включается форсаж. При достижении ограничения по температуре лопаток компрессора на вход в компрессор подается жидкость в количестве, обеспечивающем поддержание постоянной температуры газа на входе в компрессор . Температура газа в основной камере сгорания в процессе подачи жидкости не меняется.

Предпочтительно в качестве жидкости использовать воду, жидкий кислород, жидкий воздух, керосин в количестве не более 3% от расхода воздуха. Предпочтительно, чтобы давление жидкости было не менее 10 МПа.

Сущность изобретения заключается в том, что в ТРДЭ реализуется принцип «холодного» форсирования ГТД, заключающийся в обеспечении максимально возможного коэффициента расхода воздуха КG (отношение действительного расхода воздуха, проходящего через двигатель, к теоретически возможному). «Холодное» форсирование как принцип регулирования ГТД обеспечивает максимально возможный подвод энергии к двигателю (тяговая мощность) и наилучшее ее преобразование в работу перемещения ЛА (полетный к.п.д.). На до- и сверхзвуковых скоростях полета «холодное» форсирование реализуется применением закона регулирования ; на гиперзвуковых - подачей жидкости на вход в компрессор. Поддержание на гиперзвуковых скоростях полета постоянного подогрева газа в турбокомпрессоре сохраняет режим его работы неизменным, что исключает энергетическое вырождение ТРДЭ, обеспечивает устойчивую работу турбокомпрессора, включая эжектор.

Вырождение ТРДЭ как двигателя ЛА, заключающееся в уменьшении тяги двигателя менее потребной для выполнения полета летательным аппаратом, происходит на скоростях полета близких к семи числам Маха. Причиной вырождения являются потери давления во входном устройстве. Разработка гиперзвуковых входных устройств является актуальной для ТРДЭ.

На фиг. 1 изображен ТРДЭ;

на фиг. 2 изображено сечение канала низкого давления эжектора;

на фиг. 3 изображены дроссельные характеристики ТРДЭ;

на фиг. 4 изображена траектория полета гиперзвуковой платформы;

на фиг. 5 изображены высотно-скоростные характеристики ТРДЭ;

на фиг. 6 изображена характеристика компрессора в системе ТРДЭ;

на фиг. 7 изображена таблица данных.

Турбоэжекторный двигатель (фиг. 1) состоит из входного устройства 1, смесительного теплообменника 2, компрессора 3, основной камеры сгорания 4, газового эжектора с цилиндрической камерой смешения 5, турбины 6, форсажной камеры сгорания 7, выходного устройства 8, канала низкого давления газового эжектора 9, смесителя 10. Вход в канал 9 перекрывается заслонкой 11. На входе в камеру смешения (на выходе из каналов высокого и низкого давлений газового эжектора) установлен керамический сопловой аппарат 12. На выходе из камеры смешения (перед рабочими лопатками турбины) также установлен керамический сопловой аппарат. В теплообменнике 2 размещены водяной и топливный коллекторы. Воздушная полость за компрессором 3 через смеситель 10 соединена воздушным каналом с турбиной 6.

Работа и регулирование ТРДЭ осуществляются следующим образом.

В стартовом положении вход в канал низкого давления 9 перекрыт заслонкой 11 (фиг. 1, верхний вид). После запуска двигателя устанавливается максимальный режим работы ТРДЭ: приведенная частота вращения компрессора поддерживается постоянной (физическая частота вращения компрессора изменяется пропорционально ). Повышение частоты вращения достигается повышением перепада давлений в турбине πт при предельной (по составу топливовоздушной смеси и прочности лопаток турбины) температуре газа в основной камере сгорания .

При достижении допустимой по прочности турбины частоты вращения компрессора выполняются следующие действия: приведенная частота вращения компрессора понижается до заданного уровня ; открывается заслонка 11 (фиг. 1, нижний вид); включается форсаж: часть топлива в количестве не более 3% от расхода воздуха подается на вход в компрессор, часть - в основную камеру сгорания, остальное топливо - в смеситель 10. Суммарный коэффициент избытка воздуха поддерживается на уровне α=1,05…1,1. Тяга двигателя изменяется незначительно (уменьшение подвода энергии через основную камеру сгорания компенсируется ее увеличением через форсажную камеру), экономичность двигателя - ухудшается, т.к. снижается π. Суть этих действий в том, чтобы преобразовать осевой компрессор в струйный, а именно: снять ограничения, накладываемые осевым компрессором на расход воздуха.

На фиг. 2 показан фрагмент цилиндрического сечения канала низкого давления 9 газового эжектора. Газовый эжектор состоит из двух кольцевых каналов: низкого и высокого давлений, которые заканчиваются общим сопловым аппаратом 12. Межлопаточный канал соплового аппарата 12 разделен между каналами эжектора перегородкой 13. За сопловым аппаратом расположена цилиндрическая камера смешения 5. По каналу низкого давления движется «холодный» воздух, поступающий из входного устройства; по каналу высокого давления - «горячий» газ, поступающий из основной камеры сгорания (фиг. 1).

Эжектор работает следующим образом. Поток «горячего» газа под действием перепада давлений между камерой сгорания и выходным устройством ускоряется и закручивается в сопловом аппарате 12. Статическое давление «горячего» газа на выходе из соплового аппарата понижается (становится меньше статического давления во входном устройстве). Под действием перепада давлений «холодный» воздух из входного устройства поступает в канал 9, ускоряется и закручивается в сопловом аппарате 12. Потоки «горячего» и «холодного» газов истекают в камеру смешения 5, и далее движутся параллельно по спиралевидным траекториям. Скорость «горячего» газа больше скорости «холодного» воздуха. За счет центробежных сил «горячий» газ пронизывает поток «холодного» воздуха, перемешиваясь с ним.

После включения форсажа (открытие створки 11) приведенная частота вращения компрессора поддерживается постоянной (физическая частота вращения снова увеличивается пропорционально ).

При достижении предельной (по прочности лопаток компрессора) температуры воздуха в теплообменник 2 через коллектор подается вода под давлением ~ 10 МПа в количестве, обеспечивающем (за счет испарения) поддержание постоянной температуры воздуха на входе в компрессор Температура газа в основной камере сгорания в процессе подачи воды не меняется. Тяга двигателя Rдв изменяется пропорционально произведению давления торможения воздуха на коэффициент сохранения полного давления во входном устройстве σвх, то есть: . На скоростях полета М>7 коэффициент σвх становится менее 0,1, что ведет к вырождению ТРДЭ как двигателя ЛА.

Проблема высоких температур рабочих лопаток турбины в ТРДЭ решается путем использования жаропрочных материалов и применением охлаждения. Лопатки - монокристаллические, охлаждение - воздушно-жидкостное. Воздух, используемый для охлаждения лопаток, смешивается с топливом в смесителе 10. В результате испарения топлива образуется богатая (α<0,5) топливовоздушная смесь с пониженной по отношению к исходному воздуху температурой. Топливовоздушная смесь используется для охлаждения лопаток, а после попадания в форсажную камеру и смешения с эжектируемым воздухом - как форсажное топливо. При необходимости в смеситель 10 подается вода.

Ниже приводятся летно-технические характеристики ТРДЭ (фиг. 1) с исходными данными: взлетная тяга ; исходная степень повышения давления в компрессоре ; температура газа перед турбиной на взлетном режиме ; минимальный коэффициент избытка воздуха в камерах сгорания α=1,05; минимальный перепад давлений в турбине ; максимальный перепад давлений в турбине ; к.п.д. элементов двигателя - стандартные; потери давления во входном устройстве - стандартные; отбор воздуха на охлаждение - 7%; коэффициент интенсивности охлаждения в лопатках турбины - 0,7; основная камера сгорания двухзоновая (патент RU 2612449 С1, МПК F23R 3/16, от 09.03.2017 г.); отношение площадей сопел активного и пассивного газов на входе в камеру смешения газового эжектора - 2,0.

На фиг. 3 представлены дроссельные характеристики ТРДЭ в условиях взлета (Н=0, М=0). Малый газ (мг) соответствует относительной частоте вращения турбокомпрессора ; максимальный (м) - . Режимы от малого газа (мг) до максимального (м) реализуются при закрытом сопле: . Экономичным режимом (эк) является режим при (сопло частично открыто). Отбор воздуха на дроссельных режимах - 2%.

На фиг. 4 представлена траектория полета гиперзвуковой платформы в диапазоне высот Н и скоростей полета М.

На фиг. 5 представлены высотно-скоростные характеристики, включая регулируемые параметры: , , πт, , αкс, αфк, Тл, для траектории полета (фиг. 4), режим работы двигателя - максимальный (при М>3,3 - форсированный; при М>4,5 - гиперфорсированный).

До скорости М=3,3 приведенная частота вращения компрессора за счет увеличения πт поддерживается постоянной (физическая частота увеличивается пропорционально ). На скорости М=2,7 температура лопаток турбины Тл достигает 1200 К, чтобы не перегреть лопатки в смеситель 10 (фиг. 1) подается вода (расход воды составляет менее 5% от расхода топлива). На скорости М=3,3 физическая частота вращения турбокомпрессора достигает предельного значения (скорость вращения лопаток турбины ~ 600 м/с).

На скорости М=3,3 включается форсированный режим: приведенная частота вращения компрессора понижается до (физическая - до ), открывается заслонка 11 (фиг. 1) - включается эжектор, топливо подается на вход в компрессор и в смеситель 10. Температуры газа в основной и форсажной камерах сгорания повышаются (коэффициенты избытка воздуха в камерах сгорания α=1,05…1,1). Температура газа перед турбиной понижается за счет охлаждения «горячего» газа «холодным» воздухом.

При включении форсажного режима коэффициент тяги CR уменьшается на 3…5%, удельный расход топлива Суд увеличивается на 15…20%, частота вращения компрессора понижается на 30%.

На форсированном режиме приведенная частота вращения компрессора поддерживается постоянной (физическая частота вращения увеличивается пропорционально , что возможно вследствие предварительного понижения ). Коэффициент тяги CR с ростом скорости полета увеличивается, Суд не меняется (фиг. 5), что означает повышение общего к.п.д.

На скорости М=4,5 включается гиперфорсированный режим - так называемый гиперфорсаж. Температура торможения воздуха достигает 1000 К. Чтобы защитить компрессор от перегрева включается теплообменник 2 (фиг. 1), а именно: на вход в компрессор под давлением ~ 10 МПа подается вода в количестве, позволяющем поддерживать температуру воздуха на входе в компрессор . Температура газа в основной камере сгорания в процессе подачи воды не меняется (это необходимо для сохранения режима работы турбокомпрессора). Вследствие испарения воды температура воздуха на входе в компрессор уменьшается, а плотность увеличивается, что повышает производительность компрессора (увеличивается расход воздуха), что вызывает соответствующий рост коэффициентов КG и CR (фиг. 5).

Гиперфорсаж - это увеличение тяги газотурбинного двигателя за счет сжигания дополнительного топлива в основной и форсажной камерах сгорания как следствие увеличения расхода воздуха через указанные камеры при подаче жидкости (воды, жидкого воздуха, жидкого кислорода, керосина и др. жидкостей) на вход в двигатель на сверх- и гиперзвуковых скоростях полета (число Маха более четырех).

На скоростях полета М>6 степень повышения давления во входном устройстве πv падает, что ведет к снижению расхода воздуха, поступающего через входное устройство и, как следствие, снижению коэффициента тяги CR.

Общий к.п.д. двигателя ηо на скорости полета М=7 (с учетом диссоциации и др. потерь) приближается к 0,6. Столь высокая эффективность ТРДЭ является следствием сочетания предельно высокой степени повышения давления π>400 и предельно высокой скорости полета (М>6), а также, наличием эффектов регенерации теплоты, что в соответствии с известными положениями теории ВРД позволяет иметь предельно высокие: эффективный ηе и полетный ηп к.п.д. (фиг. 5).

Вода или иная жидкость, используемые в ВРД в качестве рабочего тела, являются пассивным топливом, обладающим хладоресурсом и кинетической энергией, которые наравне с энергией керосина (кинетической, химической, хладоресурсом) преобразуются в работу перемещения ЛА. В связи с этим удельный расход топлива Суд определяется как общий расход активного (керосин) и пассивного (вода) топлив, приходящийся на 1 кгс в течение часа (фиг. 5).

На гиперзвуковых скоростях полета Суд превышает 4 кг/(кгс⋅ч), что делает невозможным длительное пребывание ЛА на указанных скоростях, даже если не брать во внимание аэродинамический нагрев.

Гиперзвуковой полет ТРДЭ - это кратковременный полет с набором максимально возможных высоты и скорости полета с целью пуска космического аппарата (фиг. 4). Абсолютные расходы керосина и воды для рассматриваемого двигателя представлены на фиг. 5. Время пребывания ЛА на гиперзвуковых скоростях полета и точка пуска космического аппарата определяются запасом топлива (керосин, вода) и темпами его расходования.

На фиг. 6 представлена характеристика компрессора в системе ТРДЭ с рабочей линией мг-пмг-м-эк-м'-ф-ф'. Перемещение вдоль этой линии осуществляется за счет изменений , πт, а также за счет изменения соотношения расходов газа через компрессор и турбину (переход от осевого компрессора к струйному и обратно). Характерными режимами являются: малый газ (мг), полетный малый газ (пмг), максимальный режим (м), экономичный режим (эк) для дозвуковых скоростей полета, режим максимальной частоты вращения турбокомпрессора (м'), форсированный режим (ф), гиперфорсированный режим (ф'). Малый газ реализуется при закрытом сопле и минимальной ; полетный малый газ - при закрытом сопле и более высокой ; максимальный режим - при максимальной и различных πт от минимального (на малых скоростях) до максимального (на больших скоростях); экономичный режим - при промежуточных с частично раскрытым соплом; форсированный - при включенных эжекторе, форсажной камере сгорания, максимальных температурах газа в обеих камерах (минимальных коэффициентах избытка воздуха); гиперфорсированный - при подаче воды на вход в компрессор.

На фиг. 7 изображена таблица, в которой представлены основные расчетные данные ТРДЭ (фиг. 1). Под газогенератором понимается двигатель без форсажной камеры, входного и выходного устройств.

Если сравнить существующие ВРД, то ТРДЭ как гиперзвуковой ВРД не имеет альтернатив: турбопрямоточные (прямоточные) ВРД по всем показателям уступают ТРДЭ, гиперзвуковые ПВРД по результатам исследований, выполненных в том числе в США, не смогли подтвердить свою эффективность (работоспособность).

Авиационные ракетно-космические системы (АРКС) приобретают все большую популярность. До сих пор выбор был достаточно предсказуем: двухступенчатая ракетно-космических система (РКС) плюс самолет-разгонщик из числа существующих, желательно сверхзвуковой. Наиболее известным проектом в этом плане является проект АРКС "Бурлак - Диана", где в качестве самолета-разгонщика выбран доработанный вариант самолета Ту-160, на который подвешивается двухступенчатая РКС "Бурлак". Скорость и высота пуска РКС - М ~ 1,7; Н ~ 12 км, полезная нагрузка ~ 1000 кг.

Применение турбоэжекторных двигателей позволит увеличить скорость и высоту полета самолета-разгонщика до М ~ 7 и Н ~ 40 км, при которых первая ступень РКС становится ненужной. Это позволит повысить мощность второй ступени РКС в разы и, соответственно, увеличить полезную нагрузку в разы.

Появление ТРДЭ - это, по сути, переход к промышленному освоению космоса - регулярные полеты, создание на околоземной орбите производств с уникальными технологиями. Потребности общества в этом будут только увеличиваться, что делает реализацию ТРДЭ как гиперзвукового двигателя не только необходимой, но и неизбежной. Современные технологии позволяют это сделать.

1. Турбоэжекторный двигатель, состоящий из входного устройства, компрессора, основной камеры сгорания, одноступенчатой турбины, газового эжектора, канал высокого давления которого с одной стороны соединен с компрессором через основную камеру сгорания, а с другой стороны - с турбиной через камеру смешения, канал низкого давления с одной стороны соединен с атмосферой через входное устройство, а с другой стороны - с турбиной через камеру смешения, теплообменника, расположенного перед компрессором, форсажной камеры сгорания, выходного устройства, отличающийся тем, что в каналах высокого и низкого давлений газового эжектора на входе в камеру смешения расположены сопловые аппараты, в канале низкого давления газового эжектора размещена заслонка, теплообменник - смесительного типа, лопатки турбины охлаждаются воздухом, к которому подмешивается топливо, вода.

2. Турбоэжекторный двигатель по п. 1, отличающийся тем, что рабочие лопатки турбокомпрессора монокристаллические.

3. Турбоэжекторный двигатель по п. 1, отличающийся тем, что сопловые аппараты керамические.

4. Способ регулирования турбоэжекторного двигателя, состоящего из входного устройства, компрессора, основной камеры сгорания, турбины, газового эжектора, канал высокого давления которого с одной стороны соединен с компрессором через основную камеру сгорания, а с другой стороны - с турбиной через камеру смешения, канал низкого давления с одной стороны соединен с атмосферой через входное устройство, а с другой стороны - с турбиной через камеру смешения, теплообменника смесительного типа, расположенного перед компрессором, форсажной камеры сгорания, выходного устройства; в каналах высокого и низкого давлений газового эжектора на входе в камеру смешения расположены сопловые аппараты, в канале низкого давления газового эжектора размещена заслонка, лопатки турбины охлаждаются воздухом, к которому подмешивается топливо, вода, заключающийся в поддержании в процессе роста скорости полета летательного аппарата постоянной приведенной частоты вращения компрессора до достижения ограничения по физической частоте вращения турбокомпрессора; после чего приведенная частота вращения компрессора снижается до заданного уровня, оставаясь постоянной, в канале низкого давления газового эжектора открывается заслонка, включается форсаж; при достижении ограничения по температуре лопаток компрессора на вход в компрессор подается жидкость в количестве, обеспечивающем поддержание постоянной температуры газа на входе в компрессор, температура газа в основной камере сгорания в процессе подачи жидкости не меняется.

5. Способ регулирования турбоэжекторного двигателя по п. 4, отличающийся тем, что в качестве жидкости используются: вода, жидкий кислород, жидкий воздух, керосин в количестве не более 3% от расхода воздуха.

6. Способ регулирования турбоэжекторного двигателя по п. 4, отличающийся тем, что давление жидкости не менее 10 МПа.



 

Похожие патенты:

Группа изобретений относится к системе фильтрации приточного воздуха, содержащей устройство фильтрации приточного воздуха, а также к соответствующим способам сборки, в частности для электростанций, содержащих одну или несколько тепловых машин, в которые при работе должен поступать отфильтрованный воздух для поддержания горения и/или для вентиляции.

Изобретение относится к энергетике. Предлагается камера смешения форсажной камеры, которая включает внешний кольцевой корпус, кок-стекатель и оболочку, на которой расположены радиально направленные пилоны-воздуховоды, закрепленные с противоположной стороны на общем разделителе, который делит внутренний контур на центральную и вешнюю части, а также обеспечивает подачу воздуха наружного контура, через полости пилонов, непосредственно в центральную часть внутреннего контура, тем самым обеспечивая равномерное распределение кислорода по радиусу камеры смешения, однородное температурное поле на выходе из камеры смешения и эффективное охлаждение узлов форсунок и стабилизаторов форсажной камеры.

Изобретение относится к воздушному блокировочному кольцу в сборе и, в частности, к воздушному блокировочному кольцу в сборе, имеющему радиальное крепление. Воздушное блокировочное кольцо (40) в сборе содержит ближний конец и дальний конец, блокировочное кольцо, имеющее выступ, и опору блокировочного кольца, имеющую участок стенки.

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.

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.

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.

Способ эксплуатации газовой турбины ниже порога ее номинальной выходной мощности, при котором определяют нижнее значение порога мощности газовой турбины в качестве мощностного параметра, ниже которого дальнейшее понижение отдаваемой газовой турбиной выходной мощности приводит к выходу газовой турбин за пределы диапазона частичных нагрузок в соответствии с нормой выброса окиси углерода.

Изобретение относится к способу эксплуатации газотурбинного двигателя. Способ включает этапы регулирования подачи жидкого топлива к горелке с высокой выходной мощностью для обеспечения высокой выходной мощности при наличии предельной температуры на входе в турбину и регулирования подачи жидкого топлива к горелке с низкой выходной мощностью для обеспечения низкой выходной мощности при наличии предельного давления в жидкотопливном коллекторе.

Изобретение относится к энергетике. Система для постепенного окисления топлива включает в себя окислительный реактор, который имеет реакционную камеру с входным отверстием и выходным отверстием.

Группа изобретений относится к способу эксплуатации газотурбинной установки, газотурбинной установке и носителю данных. В способе предусмотрены этап определения, по меньшей мере, одного эксплуатационного параметра газотурбинной установки и этап определения предельной величины мощности в зависимости от, по меньшей мере, одного определенного эксплуатационного параметра, причем, по меньшей мере, один эксплуатационный параметр газотурбинной установки включает в себя давление окружающей среды и увеличение предельной величины мощности происходит при повышении давления окружающей среды.

Изобретение относится к системам регулирования, оптимизирующим параметры турбореактивного двигателя (ТРД) в зависимости от целей полета самолета. При осуществлении способа предварительно для данного типа двигателей со штатной программой регулирования проводят его испытания на максимальном и полном форсированном режиме с замером тяги, затем для каждого из режимов перенастраивают регулятор на понижение частот вращения роторов и температуры газа за турбиной до достижения заданного снижения тяги и фиксируют значения регулятора, затем по текущим значениям формируют дополнительную программу регулирования частот вращения роторов и температуры газов за турбиной и вносят ее в регулятор двигателя, а при эксплуатации самолета в учебных целях по сигналу с борта самолета в соответствии с выбранным режимом задействуют дополнительную программу регулирования частот вращения роторов и температуры газов за турбиной.

Настоящее изобретение относится к области контроля тяги газотурбинного двигателя, в частности турбореактивного двигателя для приведения в движение летательного аппарата.

Изобретение относится к электронным системам контроля и диагностики авиационного газотурбинного двигателя, осуществляющим регистрацию информации о его параметрах и проводящим анализ его технического состояния.

Изобретение относится к вычислителю турбомашины летательного аппарата, содержащему металлический корпус в форме параллелепипеда с размещенной в нем электронной схемой, в которую встроены канал регулирования и канал контроля.

Изобретение относится к электроэнергетике, может быть использовано в системах автоматического регулирования высокоскоростных генерирующих агрегатов, присоединенных с помощью преобразователя частоты к энергосистеме и направлено на снижение расхода топлива в газовой турбине при производстве электроэнергии.

Группа изобретений относится к области авиационного двигателестроения и может быть использована в электронно-гидромеханических системах автоматического управления многорежимными газотурбинными двигателями с форсажной камерой сгорания.

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, камеру сгорания, установленную за компрессором и соединенную с ним воздушным трактом, газовую турбину и реактивное сопло.

Турбоэжекторный двигатель, состоящий из входного устройства, компрессора, основной камеры сгорания, одноступенчатой турбины, газового эжектора, канал высокого давления которого с одной стороны соединен с компрессором через основную камеру сгорания, а с другой стороны - с турбиной через камеру смешения, канал низкого давления с одной стороны соединен с атмосферой через входное устройство, а с другой стороны - с турбиной через камеру смешения, смесительного теплообменника, расположенного перед компрессором, форсажной камеры сгорания, выходного устройства. В каналах высокого и низкого давлений газового эжектора на входе в камеру смешения расположены сопловые аппараты, в канале низкого давления газового эжектора размещена заслонка, лопатки турбины охлаждаются воздухом, к которому подмешивается топливо, вода. Способ регулирования турбоэжекторного двигателя заключается в использовании закона регулирования nпр const во всем эксплуатационном диапазоне применения летательного аппарата, а также - гиперфорсированного режима - повышение тяги двигателя за счет подачи жидкости на вход в компрессор на скоростях полета более четырех чисел Маха. Применение турбоэжекторных двигателей позволит увеличить скорость и высоту полета самолета-разгонщика до М ~ 7 и Н ~ 40 км, при которых первая ступень РКС становится ненужной. Это позволит повысить мощность второй ступени РКС в разы и, соответственно, увеличить полезную нагрузку в десятки раз. 2 н. и 4 з.п. ф-лы, 7 ил.

Наверх