гиперзвуковой криогенный воздушно-реактивный двигатель

Формула изобретения

Гиперзвуковой криогенный воздушно-реактивный двигатель с двумя рабочими проточными контурами - воздушно-газовым и паротурбинным, содержащий в воздушно-газовом контуре компрессор, основную камеру сгорания, парогазовый теплообменник, дополнительную камеру сгорания и реактивное сопло, а в паротурбинном контуре - насос подачи жидкого криогенного топлива, топливные каналы теплообменника и паровую турбину, механически связанную с валом компрессора и подключенную входом к топливным каналам теплообменника, а выходом через регулятор-распределитель топлива - к коллекторам форсунок основной и дополнительной камер сгорания, отличающийся тем, что он выполнен двухвальным и дополнительно снабжен турбодетандером, топливовоздушным теплообменником с запорным клапаном, компрессором низкого давления, газовой турбиной, парогазовым теплообменником-регенератором, причем турбодетандер установлен на входе воздушно-газового контура, топливовоздушный теплообменник установлен между турбодетандером и компрессором низкого давления, газовая турбина расположена после дополнительной камеры сгорания и соединена общим валом с компрессором низкого давления и турбодетандером, парогазовый теплообменник-регенератор установлен за газовой турбиной, при этом топливные каналы топливовоздушного теплообменника подключены входом к насосу подачи жидкого криогенного топлива, а каналы парогазового теплообменника-регенератора подключены входом к выходу топливовоздушного теплообменника, а также через запорный кран - к насосу подачи жидкого криогенного топлива и выходом подключены к входу топливных каналов парогазового теплообменника, расположенного за основной камерой сгорания, при этом соединенные внешним соосным валом второй компрессор и паровая турбина в совокупности образуют собой ротор высокого давления, а турбодетандер, первый компрессор и газовая турбина, соединенные между собой внутренним соосным валом, в совокупности образуют собой ротор низкого давления.

Описание изобретения к патенту

Изобретение относится к авиации и космонавтике, а более конкретно к конструкции воздушно-реактивного двигателя летательного аппарата больших скоростей полета, использующего криогенное топливо - жидкий метан или жидкий водород, и может быть использовано в качестве основной силовой установки гиперзвукового самолета или первой (разгонной) ступени авиационно-космической системы.

Известен прямоточный воздушно-реактивный двигатель, содержащий камеру сгорания, реактивное сопло и топливный насос, подключенный к коллектору форсунок камеры сгорания. В камеру сгорания из входного устройства летательного аппарата поступает воздух, сжатый за счет скоростного напора, и насосом подается жидкое топливо, в том числе может быть использовано криогенное топливо (Р. И. Курзинер. Реактивные двигатели для больших сверхзвуковых скоростей полета. М. : Машиностроение, 1989, с. 6, рис. 1, с. 149). Такой двигатель эффективен в широком диапазоне сверх- и гиперзвуковых скоростей полета, но малоэффективен на дозвуковых скоростях и неработоспособен на старте при M= 0, вследствие чего силовая установка гиперзвукового летательного аппарата должна содержать дополнительно двигатель другого типа, обеспечивающий старт и разгон.

Известен также пароводородный ракетно-турбинный двигатель, выбранный в качестве прототипа, имеющий два рабочих проточных контура - воздушно-газовый и водородный (паротурбинный), содержащий в воздушно-газовом контуре компрессор, основную камеру сгорания, парогазовый теплообменник, дополнительную камеру сгорания и реактивное сопло, а в водородном (паротурбинном) контуре - высоконапорный насос подачи жидкого водорода, водородные каналы теплообменника, паровую (пароводородную) турбину, механически связанную с валом компрессора, и коллектора форсунок основной и дополнительной камер сгорания, подключенные к выходу паровой турбины (Р. И. Курзинер. Реактивные двигатели для больших сверхзвуковых скоростей полета. М. : Машиностроение, 1989, с. 209, рис. 6.18). Этот двигатель имеет хорошие тягово-экономические характеристики на максимальном режиме в широком диапазоне скоростей полета, начиная от старта при M = 0, до гиперзвуковых M = 5. . . 6. Он более эффективен на сверхзвуковых и указанных гиперзвуковых скоростях полета, чем прямоточный воздушно-реактивный двигатель, и по существу исходя из назначения и принципиального устройства представляет собой гиперзвуковой криогенный воздушно-реактивный двигатель. Однако максимально достижимые параметры рабочего процесса этого двигателя все же не обеспечивают получения удельного импульса тяги и других характеристик, требуемых от основной силовой установки гиперзвукового летательного аппарата.

Причинами, препятствующими получению указанного ниже технического результата при использовании конструктивной схемы и рабочего процесса прототипа, являются:

- существенное ограничение расчетной степени повышения давления воздуха в компрессоре из-за недостаточной мощности приводящей его пароводородной турбины, поскольку относительный расход ее рабочего тела составляет на максимальном (стехиометрическом) режиме только 2,9% от расхода воздуха, а также вследствие недопустимого из условий прочности нагрева лопаток рабочего колеса компрессора на гиперзвуковых скоростях полета;

- невыгодное в отношении экономичности двигателя распределение расхода топлива между основной и дополнительной камерами сгорания во избежание недопустимого из условий жаростойкости нагрева входной части теплообменника;

- резкое, в несколько раз, ухудшение экономичности двигателя на дроссельных режимах (при пониженной частоте вращения пароводородной турбины), требующихся в интересах выполнения полетного задания, в особенности при невысоких скоростях полета.

Сущность заявленного изобретения заключается в следующем.

Основной задачей, на решение которой направленно изобретение, является разработка новой конструктивной схемы гиперзвукового воздушно-реактивного двигателя, обеспечивающего улучшение летно-технических характеристик гиперзвукового летательного аппарата при скорости полета до M = 5. . . 6.

Технический результат, достигаемый при осуществлении изобретения, заключается в увеличении удельного импульса тяги на всех режимах работы, в том числе дроссельных, во всем диапазоне скоростей полета до M = 5. . . 6 при использовании водородного топлива. Другой технический результат выражается в уменьшении лобового сопротивления гиперзвукового летательного аппарата и увеличении массовой отдачи топлива в случае использования метанового топлива.

Указанный технический результат достигается тем, что в гиперзвуковом криогенном воздушно-реактивном двигателе с двумя рабочими проточными контурами - воздушно-газовым и паротурбинным, содержащем в воздушно-газовом контуре компрессор, основную камеру сгорания, парогазовый теплообменник, дополнительную камеру сгорания и реактивное сопло, а в паротурбинном контуре насос подачи жидкого криогенного топлива, топливные каналы теплообменника, паровую турбину, механически связанную с валом компрессора и подключенную входом к топливным каналам теплообменника, а выходом через регулятор-распределитель топлива - к коллекторам форсунок основной и дополнительной камер сгорания.

Двигатель выполнен двухвальным и дополнительно снабжен турбодетандером, топливовоздушным теплообменником с запорным клапаном, компрессором низкого давления, газовой турбиной, парогазовым теплообменником-регенератором, причем турбодетандер установлен на входе воздушно-газового контура, топливовоздушный теплообменник установлен между турбодетандером и компрессором низкого давления, газовая турбина расположена после дополнительной камеры сгорания и соединена общим валом с компрессором низкого давления и турбодетандером, парогазовый теплообменник-регенератор установлен за газовой турбиной, при этом топливные каналы топливовоздушного теплообменника подключены входом к насосу подачи жидкого криогенного топлива, а каналы парогазового теплообменника-регенератора подключены входом к выходу топливовоздушного теплообменника, а также через запорный кран - к насосу подачи жидкого криогенного топлива, и выходом подключены к входу топливных каналов парогазового теплообменника, расположенного за основной камерой сгорания, при этом соединенные внешним соосным валом второй компрессор и паровая турбина в совокупности образуют собой ротор высокого давления, а турбодетандер, первый компрессор и газовая турбина, соединенные между собой внутренним соосным валом, в совокупности образуют между собой ротор низкого давления.

Укажем на причинно-следственные связи между отличительными признаками и техническим результатом.

Увеличение удельного импульса тяги заявленного двигателя на всех режимах работы обусловлено тем, что двигатель выполнен двухвальным, в котором конструктивные элементы прототипа представляют собой ротор высокого давления, а ротор низкого давления образован дополнительно введенными конструктивными элементами, а также за счет дополнительного включения в схему двух теплообменников, что в совокупности позволяет понизить температуру воздушного потока в компрессоре в условиях гиперзвукового полета, увеличить мощность привода компрессора и, соответственно, степень повышения давления воздуха в нем, увеличить степень подогрева рабочего тела в основной камере сгорания, а также использовать другое более дешевое, доступное и простое в эксплуатации криогенное топливо - жидкий метан, стехиометрический расход которого примерно вдвое больше, а плотность почти в шесть раз больше, чем водородного топлива.

На чертеже представлена предлагаемая схема гиперзвукового криогенного воздушно-реактивного двигателя.

Гиперзвуковой криогенный воздушно-реактивный двигатель, имеющий два рабочих проточных контура - воздушно-газовый и паротурбинный, содержит в воздушно-газовом контуре последовательно установленные турбодетандер 1, топливовоздушный теплообменник-испаритель, компрессоры низкого 3 и высокого 4 давления, основную камеру сгорания 5, парогазовый теплообменник-подогреватель 6, дополнительную камеру сгорания 7, газовую турбину 8, соединенную валом с компрессором 3 и турбодетандером 1, парогазовый теплообменнник-регенератор 9 и реактивное сопло 10. В паротурбинном контуре последовательно установлены насос 11, топливовоздушный теплообменник-испаритель 2, подключенный входом топливных каналов к насосу 11; парогазовые теплообменники 9 и 6, подключенные входом паровых каналов соответственно к выходу паровых каналов теплообменников 2 и 9; паровая турбина 12, соединенная общим валом с компрессором высокого давления 4 и подключенная входом к выходу паровых каналов теплообменника 6; регулятор-распределитель топлива 13, подключенный входом к выходу паровой турбины 12, а двумя выходами - соответственно к коллекторам форсунок основной 5 и дополнительной 7 камер сгорания. Насос 11 через запорный кран подключен к входу паровых (топливных) каналов теплообменника 9.

Двигатель работает следующим образом.

В условиях гиперзвукового полета на рабочих режимах двигателя насос 11 подает жидкое криогенное топливо под давлением 10. . . 50 МПа в топливные каналы топливовоздушного теплообменника-испарителя 2, где топливо испаряется, а образующийся пар предварительно подогревается за счет отбора теплоты от проходящего через теплообменник потока горячего воздуха, заторможенного в воздухозаборнике силовой установки летательного аппарата и прошедшего турбодетандер 1. Охлаждение воздуха в турбодетандере 1 соответствует совершаемой в нем работе расширения, а затем в теплообменнике 2 создает условия для меньшей затраты работы на привод компрессоров 3, 4 при требуемой степени повышения давления, меньшего нагрева их последних ступеней, а также для увеличения расхода топлива и степени подогрева газа в основной камере сгорания 5. При запуске и в полете до числа M 3 насос 11 подает жидкое криогенное топливо на вход топливных каналов теплообменника 9, где оно испаряется, так как при поступлении холодного воздуха теплообменник 2 неффективен. Дальнейший подогрев испаренного топлива в парогазовых теплообменниках 9 и 6 соответственно за газовой турбиной 8 и за камерой сгорания 5 доводит его температуру до требуемой на входе в паровую турбину (приблизительно 1800. . . 2000 К). При этом его нагрев в парогазовом теплообменнике-регенераторе 9 обеспечивает перенос части относительно низкопотенциального тепла от газа, давление которого понизилось в турбине 8, в камеры сгорания 5 и 7, где давление газа выше, что увеличивает к. п. д. рабочего цикла и способствует увеличению удельного импульса тяги (снижению удельного расхода топлива). Возможно также использование дополнительного источника подогрева испаренного топлива в случае его применения для охлаждения элементов планера 14, что по термодинамическому эффекту равносильно повышению теплотворности топлива и также способствует снижению его удельного расхода. В паровой турбине 12 срабатывается часть перепада давления испаренного топлива, создаваемого насосом при намного меньшей затрате работы на подачу жидкого криогенного топлива по сравнению с получаемой от турбины 12 работой, затрачиваемой на привод компрессора высокого давления 4. Благодаря этому повышается давление в воздушно-газовом тракте двигателя без затраты работы продуктов сгорания.

Выходящее из паровой турбины испаренное топливо распределяется регулятором-распределителем 13 по коллекторам форсунок основной 5 и дополнительной 7 камер сгорания таким образом, чтобы поддерживать на выходе основной камеры сгорания 5 заданную температуру (приблизительно 2000 К), приемлемую из условий жаростойкости теплообменника 6, а в дополнительной камере сгорания 7, куда поступает газ после охлаждения в теплообменнике 6, сжигать остальное топливо, доводящее суммарный расход топлива до стехиометрического или же доводящее температуру перед газовой турбиной 8 до максимальной, приемлемой из условий прочности лопаток рабочего колеса (приблизительно 1900 К). При этом охлаждение газа в теплообменнике 6 создает условия для увеличения расхода топлива и степени подогрева газа в дополнительной камере сгорания 7, если это целесообразно.

Степень понижения давления паровой турбины около десяти, поэтому необходимое избыточное давление в форсунках камер сгорания 5 и 7 обеспечивается высокой напорностью топливного насоса 11.

Газовая турбина 8 на рабочих режимах участвует совместно с турбодетандером 1 в приводе компрессора 3, при запуске от стартера служит основным источником мощности, обеспечивающей раскрутку ротора низкого давления, а при дросселировании, когда резко падает эффективность паровой турбины 12, предотвращает резкое увеличение удельного расхода топлива.

Газовая турбина 8 является тем элементом схемы двигателя, который обеспечивает возможность использования метанового топлива, компенсируя его меньшую эффективность в паровой турбине по сравнению с водородным топливом. С увеличением скорости гиперзвукового полета вклад газовой турбины 8 в создание тяги двигателя уменьшается.

После турбины 8 и теплообменника 9 газовый поток поступает в реактивное сопло 10 и разгоняется в нем соответственно перепаду давления между его входом и внешней атмосферой.