газотурбинный двигатель

Формула изобретения

Газотурбинный двигатель, имеющий компрессор, камеру сгорания, подключенную к выходу из компрессора, жаровую трубу камеры сгорания, подключенную к входу в двухступенчатую, двухроторную центростремительную радиально-осевую турбину с противоположным вращением роторов, сопловой аппарат центростремительной турбины, реактивное сопло, отличающийся тем, что жаровая труба, сопловой аппарат центростремительной турбины и рабочее колесо второй ступени центростремительной турбины выполнены конструктивно как единое целое, к выходу из центростремительной турбины подключена вторая камера сгорания, выход из которой подключен к входу в реактивное сопло, имеется также второй компрессор, подключенный к входу в первый компрессор и к входу во вторую камеру сгорания, охлаждение соплового аппарата центростремительной турбины, рабочих колес центростремительной турбины и стенок жаровой трубы камеры сгорания с внутренней стороны выполнено газообразным топливом.

Описание изобретения к патенту

Изобретение имеет отношение к газотурбинным двигателям (ГТД) и касается в частности авиационных турбореактивных двигателей, предназначенных для летательных аппаратов (ЛА) совершающих крейсерский полет на сверхзвуковой скорости.

Установка вместо реактивного сопла свободной турбины делает возможным применение данного двигателя на дозвуковых ЛА, на других транспортных средствах, в качестве энергетической установки (стационарной).

К настоящему времени создано и разрабатывается несколько ГТД для ЛА, совершающих крейсерский полет на сверхзвуковой скорости. Однако проблема создания реактивного ГТД, делающего экономически выгодным полет с такой крейсерской скоростью, все еще не нашла своего конкретного воплощения.

Известны несколько проектов данного типа двигателей [1] над которыми ведут работы иностранные авиационные двигателестроительные фирмы.

Один из них представляет собой ГТД с малой степенью двухконтурности, имеющий вентилятор, компрессор, камеру сгорания, турбины компрессора и вентилятора, реактивное сопло. Экономичность этого двигателя, по мнению его создателей, будет обеспечена за счет малой степени двухконтурности, которая удовлетворяет как полету на дозвуковой так и на сверхзвуковой скорости, а также за счет исключения применения форсированных режимов работы двигателя.

Другой проект представляет собой двигатель изменяемого рабочего цикла. На дозвуковой скорости полета он работает как двухконтурный ГТД, а на сверхзвуковой скорости как одноконтурный ГТД. Этот двигатель имеет вентилятор, компрессор, камеру сгорания, турбины компрессора и вентилятора, реактивное сопло, дроссельное устройство, с помощью которого в зависимости от скорости полета распределяется расход воздуха через первый и второй контуры ГТД.

Недостатками данных проектов являются небольшая степень повышения давления в компрессоре, в силу необходимости ограничения температуры газа перед турбиной, и как следствие, высокие удельный расход топлива и удельный вес двигателя.

Единственным реально существующим аналогом заявляемого ГТД является ГТД "Олимп 593" [2] Этот двигатель установлен на единственном эксплуатирующимся в настоящее время сверхзвуковом пассажирском самолете "Конкорд". Он имеет компрессор, камеру сгорания (основную) турбину компрессора, форсажную камеру сгорания, реактивное сопло. Т. е. это одноконтурный ГТД.

Недостатками данного ГТД являются: высокий удельный расход топлива (в силу применения форсированного режима работы двигателя), высокий удельный вес двигателя, низкая степень повышения давления в компрессоре, малый диапазон чисел Маха полета (M=0^oC3)

Наиболее близким по конструктивному исполнению (но не по назначению) к заявляемому решение является ГТД "Титан" фирмы Солар. Он имеет центробежный компрессор, двухроторную центростремительную радиально осевую турбину (ЦРОТ) с противоположным вращением роторов, камеру сгорания, жаровую трубу камеры сгорания, расположенную вокруг ЦРОТ.

Недостатком данного технического решения является невозможность его применения в таком виде в качестве двигателя для ЛА, совершающих крейсерский полет на сверхзвуковой скорости.

Подводя итог анализу прототипов и их недостатков, можно утверждать, что на настоящий момент не существует реального реактивного ГТД, позволяющего совершать экономически выгодный полет со сверхзвуковой крейсерской скоростью.

Задачей изобретения является создание такого двигателя.

Поставленная задача решается тем, что заявляемый ГТД имеет такую газодинамическую схему и такое конструктивное исполнение, которые позволяют ему иметь: стехиометрическую (максимально возможную) температуру газа на входе в реактивное сопло, большую температуру газа на входе в турбину, большую степень повышения давления в компрессоре, меньшие потери давления воздуха в камере сгорания, больший ресурс, больший диапазон скоростей полета, по сравнению с известными техническими решениями.

Заявляемое решение имеет общие элементы с прототипом, такие как, компрессор, камеру сгорания (КС), жаровую трубу камеры сгорания (ЖТКС), сопловой аппарат (СА) центростремительной радиально осевой турбины (ЦРОТ), двухроторную двухступенчатую ЦРОТ с противоположным вращением роторов, реактивное сопло.

Отличительными признаками являются:

1. ЖТКС, СА ЦРОТ и рабочее колесо второй ступени ЦРОТ выполнены конструктивно как единое целое.

2. охлаждение рабочих колес ЦРОТ, САМ ЦРОТ и стенке ЖТКС с внутренней стороны выполнено газообразным топливом.

3. имеет второй компрессор, подключенный к входу в компрессор и к входу во вторую камеру сгорания (ВКС).

4. имеет ВКС, подключенную к выходу из второго компрессора, и жаровую трубу второй камеры сгорания (ЖТВКС), вход в которую подключен к выходу из ЦРОТ, а выход из которой подключен к входу в реактивное сопло.

Наличие первого отличительного признака позволяет исключить неподвижный СА ЦРОТ, а значит, исключить потери энергии газа. Т. е. сила, действующая на СА ЦРОТ со стороны протекающего через него газа не передается на корпус двигателя в виде крутящего момента, как у прототипа, а этот крутящий момент используется для вращения рабочих колес компрессора, а следовательно, для сжатия воздуха в компрессоре.

Первый отличительный признак также способствует тому, что за счет действия центробежной силы разгружается материал конструкции ЖТКС, т. к, на стенку ЖТКС действует перепад давлений газа и УС и внутри ЖТКС, и что давление газа в КС больше, чем внутри ЖТКС. Иными словами сила от перепада давлений и центробежная силы имеют противоположные направления. Эта компенсация сил позволяет увеличить частоту вращения ЦРОТ, а значит увеличить коэффициент полезного действия ЦРОТ, что улучшает удельные характеристики ГТД (тягу, расход топлива).

Вообще говоря преобладающими силами в стенке ЖТКС будут сил, обусловленные действием центробежной силы, а не перепад давлений газа на ней. Но т. к. большая часть конструкции ЖТКС находится на минимальном расстоянии от оси вращения ЖТКС, что значительно уменьшает центробежные силы, а следовательно уменьшает вес конструкции ЖТКС.

Использование второго отличительного признака позволяет исключить использование для охлаждения ЖТКС и ЦРОТ воздуха от компрессора. Это позволяет повысить температуру газа на входе в ЦРОТ (т. к. для их охлаждения используется криогенное топливо), а следовательно улучшить удельные характеристики ГТД (тягу, расход топлива), увеличить ресурс ЦРОТ, а значит и ГТД в целом.

Использование третьего и четвертого отличительных признаков позволяет иметь такую газодинамическую схему ГТД, что на входе в ЖТВКС поступает высокотемпературная богатая смесь продуктов сгорания топлива (смесь, имеющая избыток топлива) из выхода ЦРОТ. Одновременно в ЖТВКС поступает воздух от второго компрессора (или компрессора низкого давления (КНД)). Т. е. после ЖТВКС нет турбины, то нет и ограничений на температуру воздуха на входе в ЖВТКС, а следовательно, на степень повышения давления воздуха в КНД, и нет ограничения на температуру газа на входе в реактивное сопло. Т. е. заявляемый ГТД будет иметь большую степень повышения давления воздуха в компрессоре, по сравнению с известными техническими решениями, а следовательно, лучшие удельные характеристики (тягу, расход топлива).

Таким образом в ЖВТКС, а следовательно и на входе в реактивное сопло, будет поддерживаться стехиометрическая (максимально возможная) температура газа, и более высокое давление газа, по сравнению с известными решениями, что улучшает удельные характеристики ГТД (тягу, расход топлива).

В ЦРОТ поле центробежных сил приводит к уменьшению скорости истечения газа из рабочих колес ЦРОТ. Причем, при увеличении скорости вращения рабочих колес ЦРОТ теоретически скорость истечения газа стремится к нулю (Митрохин В. Т. Выбор параметров и расчет центростремительной турбины на стационарных и переменных режимах. М. Машиностроение, 1974, с. 12.

Следовательно на вход в ЖВТКС поступает высокотемпературная богатая смесь со скоростью, которая обеспечивает минимальные потери давления газа при горении в ЖВТКС. Воздух от КНД тормозится в диффузоре ВКС до скорости, обеспечивающей минимальные потери давления газа при горении в ЖВТКС

Таким образом при горении в ЖВТКС имеют место минимальные потери давления газа, что улучшает удельные характеристики ГТД (тягу, расход топлива).

Для сравнения, в современных форсажных камерах ГТД скорость газового потока равна 100^oC160 метров в секунду, что приводит к росту потерь давления газа, а значит к ухудшению удельных характеристик ГТД (тяге, расходу топлива) (Пчелкин Ю. М. Камеры сгорания ГТД. М. Машиностроение, 1973, с. 302.

ЦРОТ имеет тот недостаток, что на выходе из рабочих колес поток газа закручен, и что в районе от оси вращения рабочего колеса до наружного диаметра ступицы рабочего колеса возникает зона обратных токов длиной 2^oC2,5 диаметра ступицы (Розенберг Г. Ш. Центростремительные турбины судовых установок. Л. Судостроение, 1973, с. 96, что приводит к потерям давления газа.

Однако этот недостаток ЦРОТ в заявляемом решении преобразуется в преимущество, т. к. обратные токи и закрученность потока способствуют стабилизации пламени в ЖТВКС, чем устраняется необходимость установки на входе в ЖВТКС лопаточных завихрителей или плохообтекаемых тел, которые в обычных жаровых трубах способствуют стабилизации пламени, и которые приводят к потерям давления газа, составляющим согласно (Пчелкин Ю. М. Камеры сгорания ГТД. М. Машиностроение, 1984, с. 132^oC133, 25^oC35 от общих потерь давления газа в камере сгорания.

Для уменьшения потерь давления газа в жаровой трубе камеры сгорания целесообразно ее делать конической, расширяющейся. Однако современные форсажные камеры сгорания не используют это, т. к. это увеличивает габариты ГТД (диаметр форсажной камеры будет больше диаметра турбины) (с. 303).

В заявляемом решении ЖВТКС выполнена конической, расширяющейся, что уменьшает потери давления газа, а значит улучшает удельные характеристики ГТД (тягу, расход топлива).

Что касается КС и ЖТКС, то их конструктивное исполнение таково, что обеспечивает минимальные потери давления газ в них.

При увеличении температуры воздуха на входе в компрессор (при увеличении скорости полета), а следовательно, по всему газовому тракту, для поддержания постоянной температуры газа на входе в турбину (из-за ограничения прочности материала лопаток турбины) у традиционных схем ГТД приходится уменьшать подачу топлива, что ухудшает удельные характеристики ГТД (тягу, расход топлива).

В заявляемом решении с ростом температуры воздуха на входе в компрессор увеличивается расход криогенного топлива на охлаждение СА ЦРОТ, рабочих колес ЦРОТ и стенок ЖТКС. Т. е. это приводит к прямо противоположному к улучшению, или по меньшей мере к сохранению на прежнем уровне, удельных характеристик ГТД (тяге, расходу топлива).

Тем самым заявляемый ГТД будет иметь больший диапазон чисел Маха полета, чем известные технические решения. Препятствием для дальнейшего увеличения скорости полета является не ограничение температуры газа на входе в турбину, а теплостойкость материала конструкции двигателя, обусловленная высокой температурой воздуха от компрессора.

Таким образом, хотя все отличительные признаки, за исключением первого, заявляемого решения были известны ранее, но их совместное использование является новым. Причем при этом используются некоторые их отрицательные качества, как например ЦРОТ. В совокупности они позволяют создать реактивный ГТД, который превосходит по удельным характеристикам как существующие, так и разрабатываемые в настоящее время ГТД данного класса.

Если выводы автора, касающиеся преимуществ заявляемого решения верны, а не один из существующих или разрабатываемых в настоящее время ГТД данного класса не имеет аналогичную конструкцию и газодинамическую схему, и не существует правил, в соответствии с которыми можно было бы произвести осуществленные в заявляемом решении преобразования и добиться вышеуказанного результата, а автору они не известны, то это может означать только одно - заявляемое решение неочевидно для сведущего в ГТД специалиста, а значит отвечает критерию "изобретательский уровень" в противном случае специалисты, разрабатывающие в настоящее время двигателя данного класса, о которых говорилось выше, поступают неразумно, разрабатывая заведомо худшие конструкции, что конечно же исключено). Новизна и промышленная применимость заявляемого решения также очевидны.

На фиг. 1 изображено продольное сечение реактивного ГТД, на котором обозначено: 1 компрессор низкого давления (второй компрессор), 2 - компрессор высокого давления (компрессор), 3 камера сгорания (КС), 4 - жаровая труба камеры сгорания (ЖТКС), 5 сопловой аппарат (СА) центростремительной радиально осевой турбины (ЦРОТ), 6 рабочее колесо первой ступени ЦРОТ, 7 рабочее колесо второй ступени ЦРОТ, 8 жаровая труба второй камеры сгорания (ЖВТКС), 9 вторая камера сгорания, 10 реактивное сопло, 11 входной патрубок, 12 направляющий аппарат первой ступени компрессора низкого давления, 13 переходной патрубок, 14 полый вал ротора компрессора низкого давления, 15 подшипники. Стрелками обозначено: _ _ _ движение газообразного топлива, - _ движение воздуха от компрессоров; на фиг. 2 изображен, увеличенно, участок ЖТКС и ЦРОТ. Обозначено: 3 КС, 4 ЖТКС, 5 - СА, ЦРОТ, 6 рабочее колесо первой ступени ЦРОТ. 7 рабочее колесо второй ступени ЦРОТ, 15 подшипники, 16 рабочая лопатка рабочего колеса первой ступени ЦРОТ, 17 рабочая лопатка рабочего колеса второй ступени ЦРОТ. Стрелками обозначено: - - -L движение газообразного топлива, - _ движение воздуха от компрессоров.

На фиг. 3 изображено сечение A A выходного диффузора ЖВТКС.

На фиг. 4 изображено сечение Б Б рабочего колеса второй ступени ЦРОТ и ЖТКС. Обозначено: 7 рабочее колесо второй ступени ЦРОТ, 17 рабочая лопатка рабочего колеса второй ступени ЦРОТ, 18 топливные форсунки, 19 свеча зажигания. Стрелкой показано: - - -L движение газообразного топлива.

На фиг. 3 изображено сечение В В стенки ЖТКС.

На фиг. 6 изображено сечение лопаток СА и рабочего колеса первой ступени ЦРОТ. Обозначено: 5 лопатка СА ЦРОТ, 16 лопатка рабочего колеса первой ступени ЦРОТ. Стрелкой показано: - - -L движение газообразного топлива.

Заявляемый ГТД состоит из: компрессора низкого давления (КНД) 1 (второй компрессор) (фиг. 1), компрессора высокого давления (КВД) 2 (компрессор), подключенного к выходу из КНД 1, камеры сгорания (КС) 3, подключенной к выходу из КВД 2, жаровой трубы камеры сгорания (ЖТКС) 4, подключенной к входу в центростремительную радиально осевую турбину (ЦРОТ), сопловой аппарат (СА) ЦРОТ 5, рабочее колесо первой ступени ЦРОТ 6, рабочее колесо второй ступени ЦРОТ 7, вторую камеру сгорания (ВКС) 9, подключенную к выходу из КНД 1, жаровую трубу второй камеры сгорания (ЖВТКС) 8, подключенную к выходу из ЦРОТ, реактивное сопло 10, подключенное к выходу их ЖВТКС 8. Направление вращения рабочих колес ЦРОТ противоположное.

Заявляемый ГТД работает следующим образом.

Рабочее колесо первой ступени ЦРОТ 6 (фиг. 1) и рабочее колесо второй ступени ЦРОТ 7 выполнены вращающимися в противоположных направлениях. При этом ЖТКС 4, СА ЦРОТ 5 им рабочее колесо второй ступени ЦРОТ 7 выполнены конструктивно как единое целое (то есть, они совместно вращаются). Воздух от КНД 1 (фиг. 1) поступает на вход в КВД 2 и на вход во ВКС 9. Из КВД 2 воздух поступает на вход в КС 3 и затем в ЖТКС 4. Газообразное (криогенное) топливо через, входной патрубок 11, сопловой аппарат первой ступени КНД 12, переходной патрубок 13 поступает в полый вал ротора КНД 14.

Из полого вала ротора КНД 14 газообразное (криогенное) топливо (фиг. 2) по каналам, размещенным в рабочих колесах первой и второй ступени ЦРОТ поступает на охлаждение (конвективно-пленочное) рабочих лопаток 16, 17 и дисков этих колес, после чего оно выбрасывается в проточную часть ЦРОТ. По каналам, размещенным в рабочих лопатках второй ступени ЦРОТ газообразное (криогенное) топливо поступает в ЖТКС 4, где часть его идет в топливные форсунки 18 (фиг. 4), а часть на конвективно-пленочное охлаждение (с внутренней стороны) стенки ЖТКС 4 (фиг. 2).

Напротив топливных форсунок расположены отверстия (в стенке ЖТКС 4) для входа воздуха от КВД. Такое взаимное расположение их способствует быстрому образованию горючей смеси и лучшей стабилизации пламени.

Воспламенение (начальное) топливо воздушной смеси и ЖТКС 4 осуществляется от свечи зажигания 19 (фиг. 4).

За счет таким образом организованного охлаждения ЖТКС 4 и рабочих колес ЦРОТ богатая смесь (высокотемпературная) продуктов. сгорания из ЖТКС 4 (через СА ЦРОТ 5 и рабочие колеса ЦРОТ 6 и 7) поступает на вход в ЖТВКС 8. В ЖТВКС 8 поступает воздух из КНД 1, где он смешивается с богатой высокотемпературной смесью, поступивший из ЖТКС 4, и сгорает. Высокая температура богатой смеси из ЖТКС 4 и воздуха от КНД (за счет большей, чем у прототипа степени повышения давления), способствует быстрому и полному сгоранию топлива.

Т. к. на выходе из ЖТВКС 8 нет турбины, следовательно, на входе в реактивное сопло 10 (фиг.1) (т. е. на выходе из ЖТВКС 8) можно довести температуру газ до стехиометрической (максимально возможной).

Охлаждение стенок ЖТВКС 8 и створок реактивного сопла 10 осуществляется воздухом от КНД 1 так, как показано на фиг. 1 стрелками - _.