газотурбинный двигатель

Формула изобретения

Газотурбинный двигатель, содержащий ротор, компрессор, камеру сгорания, состоящую из расположенных по окружности отдельных камер, турбину, воздушный канал для подвода воздуха к камере сгорания, выпускной канал для отвода горячего газа из камеры сгорания в турбину, отличающийся тем, что в камере сгорания отдельные камеры выполнены в виде тел вращения и установлены равномерно по окружности на внешней окружной поверхности корпуса камеры сгорания, каждая камера снабжена одним окном, совмещенным с соответствующим окном в корпусе камеры сгорания, внутри корпуса камеры сгорания смонтирован вспомогательный ротор, внутри которого установлены, по меньшей мере, один воздушный канал для подвода воздуха к камере сгорания и, по меньшей мере, один выпускной канал для отвода горячего газа из камеры сгорания, при этом входное окно воздушного канала расположено на радиальной поверхности вспомогательного ротора, герметично прилегающей к корпусу компрессора, а выходное окно воздушного канала расположено на наружной окружной поверхности вспомогательного ротора, герметично прилегающей к внутренней окружной поверхности корпуса камеры сгорания, выходная часть воздушного канала, прилегающая к выходному окну воздушного канала, имеет преимущественно окружное направление для тангенциального подвода воздуха в камеры, входное окно выпускного канала расположено на наружной окружной поверхности вспомогательного ротора, а выходное окно выпускного канала расположено на радиальной поверхности вспомогательного ротора, герметично прилегающей к корпусу турбины, выходное окно воздушного канала и входное окно выпускного канала, расположенные на наружной окружной поверхности вспомогательного ротора, имеют участки одновременного совмещения с окнами камер для продувки и заполнения камер воздухом, во вспомогательном роторе установлен, по меньшей мере, один перепускной канал, имеющий впускное и выпускное окна на наружной окружной поверхности вспомогательного ротора и предназначенный для соединения между собой при вращении вспомогательного ротора камер, в которых процесс сгорания топлива завершился, и камер, заполненных воздухом, выходной участок перепускного канала выполнен примыкающим к наружной стенке вспомогательного ротора в преимущественно окружном направлении для тангенциального подвода и вращения перепускаемого газового потока в камерах в направлении вращения воздушного потока.

Описание изобретения к патенту

Изобретение относится к двигателестроению и может быть использовано в качестве газотурбинного двигателя (ГТД) и газотурбинной установки.

Известен газотурбинный двигатель - турбина внутреннего сгорания ударного действия со вспомогательным ротором, свободно смонтированным на валу турбины и снабженным по периферии карманами для подвода топливовоздушной смеси к камере сгорания и последующего отвода горячих газов к сопловым коробкам турбины (см. авторское свидетельство СССР №89365, кл. F 02 С 5/02).

Основным недостатком данного газотурбинного двигателя является невозможность получения в нем большого расхода воздуха и соответственно большой мощности, из-за низкой производительности камеры сгорания, состоящей из одной камеры, установленной в корпусе двигателя.

Наиболее близким к заявленному газотурбинному двигателю по технической сущности (прототипом) является газотурбинный двигатель со сгоранием при постоянном объеме, в котором камера сгорания содержит расположенные по окружности отдельные камеры. Радиальная поверхность компрессора герметично прилегает к входам камеры сгорания, а воздушный канал компрессора для подвода воздуха от компрессора к камере сгорания оканчивается выходным окном, расположенным на радиальной поверхности. Радиальная поверхность турбины герметично прилегает к выходам камеры сгорания и расширительный выпускной канал турбины для отвода горячего газа из камеры сгорания в турбину оканчивается входным окном, расположенным на радиальной поверхности. При вращении ротора выходное окно воздушного канала и входное окно выпускного канала последовательно совпадают с входом и выходом различных камер сгорания. При этом вход и выход, по меньшей мере, одной камеры закрыты (см. патент США №4693075, кл. F 02 С 5/00).

К недостаткам данного двигателя можно отнести низкий КПД и низкую полноту сгорания топлива. Низкий КПД связан с малым количеством времени, отводимым на осуществление процессов заполнения и продувки каждой камеры воздухом, сгорания в ней топлива и удаления продуктов сгорания, обусловленном высокой частотой вращения роторов газотурбинных двигателей. Из-за малого количества времени заполнение и продувка камер воздухом осуществляются с большими скоростями. Высокие скорости подачи воздуха в камеру сгорания и последующее практически полное торможение воздушного потока в замкнутом объеме камеры являются причинами возникновения больших потерь полного давления и соответственно снижения КПД двигателя. Кроме этого, отсутствие сжатия воздуха непосредственно в камере сгорания не позволяет повысить за счет этого суммарную степень повышения давления в двигателе и соответственно его термический КПД. Низкая полнота сгорания топлива также связана с малым количеством времени, отводимым на осуществление процессов испарения, воспламенения и сгорания топлива в камере при больших частотах вращения роторов газотурбинных двигателей.

Задача, решаемая изобретением, состоит в повышении КПД и полноты сгорания топлива в газотурбинном двигателе со сгоранием при постоянном объеме.

Для достижения этого технического результата в газотурбинном двигателе, содержащем ротор, компрессор, камеру сгорания, состоящую из расположенных по окружности отдельных камер, турбину, воздушный канал для подвода воздуха к камере сгорания, выпускной канал для отвода горячего газа из камеры сгорания в турбину, в камере сгорания отдельные камеры выполнены в виде тел вращения и установлены равномерно по окружности на внешней окружной поверхности корпуса камеры сгорания, каждая камера снабжена одним окном, совмещенным с соответствующим окном в корпусе камеры сгорания. Внутри корпуса камеры сгорания смонтирован вспомогательный ротор, внутри которого установлены, по меньшей мере, один воздушный канал для подвода воздуха к камере сгорания и, по меньшей мере, один выпускной канал для отвода горячего газа из камеры сгорания, при этом входное окно воздушного канала расположено на радиальной поверхности вспомогательного ротора, герметично прилегающей к корпусу компрессора, а выходное окно воздушного канала расположено на наружной окружной поверхности вспомогательного ротора, герметично прилегающей к внутренней окружной поверхности корпуса камеры сгорания. Выходная часть воздушного канала, прилегающая к выходному окну воздушного канала имеет преимущественно окружное направление для тангенциального подвода воздуха в камеры. Входное окно выпускного канала расположено на наружной окружной поверхности вспомогательного ротора, а выходное окно выпускного канала выполнено на радиальной поверхности вспомогательного ротора, герметично прилегающей к корпусу турбины. Выходное окно воздушного канала и входное окно выпускного канала, расположенные на наружной окружной поверхности вспомогательного ротора, имеют участки одновременного совмещения с окнами камер для продувки и заполнения камер воздухом. Во вспомогательном роторе установлен, по меньшей мере, один перепускной канал, имеющий впускное и выпускное окна на наружной окружной поверхности вспомогательного ротора и предназначенный для соединения между собой при вращении вспомогательного ротора камер, в которых процесс сгорания топлива завершился, и камер, заполненных воздухом. Выходной участок перепускного канала выполнен примыкающим к наружной стенке вспомогательного ротора в преимущественно окружном направлении для тангенциального подвода и вращения перепускаемого газового потока в камерах в направлении вращения воздушного потока.

Наличие вспомогательного ротора, вращающегося независимо от ротора турбины и содержащего воздушные каналы для подвода воздуха к камере сгорания и выпускные каналы для отвода продуктов сгорания из камеры сгорания в турбину, позволяет обеспечить при частотах вращения, меньших частот вращения ротора ГТД, необходимое время для осуществления процессов заполнения каждой камеры воздухом, сгорания в ней топлива и удаления продуктов сгорания и, тем самым, повысить КПД указанных процессов и полноту сгорания топлива. Существенное повышение КПД обеспечивается за счет организации вращательного движения рабочего тела в камерах. Движение рабочего тела (воздуха, газа) без торможения в камерах позволяет уменьшить потери полного давления и, за счет этого, повысить КПД двигателя. Рост КПД в заявленном двигателе достигается и за счет увеличения его термического КПД. При перепуске горячего газа в камеру, заполненную воздухом, перепускаемый горячий газ заполняет часть ее объема и, тем самым, осуществляет сжатие воздуха. Дополнительное сжатие воздуха в камерах увеличивает суммарную степень повышения давления в газотурбинном двигателе и соответственно его термический КПД. Повышение полноты сгорания топлива обеспечивается как за счет увеличения времени, отводимого на осуществление сгорания топлива, так и за счет интенсификации процессов испарения, воспламенения и сгорания топлива горячим газом, поступающим в камеры, заполненные воздухом. Газ, перепускаемый в камеру, наполненную воздухом, подводится преимущественно тангенциально. Вследствие тангенциального подвода и значительно более высокой скорости газового потока в камере происходит расслоение газового и воздушного потоков, при котором кольцевой газовый поток вращается вокруг смещенного к оси камеры воздушного потока в одном с ним направлении. Горячий газ, имеющий высокую температуру и вращающийся вокруг воздушного потока, способствует значительной интенсификации процессов испарения, воспламенения и сгорания топлива и соответственно увеличению полноты сгорания топлива.

На Фиг.1 схематично показана в разрезе часть ГТД, расположенная между компрессором и турбиной; на Фиг.2 - сечение А-А Фиг.1; на Фиг.3 - часть развернутого на плоскости сечения вспомогательного ротора по радиусу R.

На Фиг.1, 2, 3 стрелками показаны направления движения рабочего тела в газовоздушном тракте; - направление вращения вспомогательного ротора, u - направление перемещения вспомогательного ротора.

Газотурбинный двигатель (Фиг.1) содержит камеру сгорания, состоящую из двадцати цилиндрических камер, последовательно пронумерованных с 1 по 10 (Фиг.2), при этом камеры с одинаковым номером расположены симметрично относительно оси двигателя. Камеры установлены равномерно по окружности на внешней окружной поверхности цилиндрического корпуса 11 камеры сгорания (Фиг.1). Каждая камера имеет по одному окну 12 (Фиг.2, 3), выполненному по всей длине камеры и совмещенному с соответствующим окном в корпусе камеры сгорания 11. Корпус камер сгорания 11 крепится фланцами к корпусу компрессора 13 (Фиг.1) и корпусу турбины 14. Внутри корпуса 11 размещен вспомогательный ротор 15 на двух опорах 16 и 17. Наружная окружная поверхность внешней стенки 18 вспомогательного ротора 15 герметично прилегает к внутренней окружной поверхности цилиндрического корпуса камер сгорания 11, а внутренняя стенка 19 вспомогательного ротора 15 герметично прилегает к корпусу компрессора 13 и к корпусу турбины 14. Герметичность прилегания указанных поверхностей обеспечивается минимальными зазорами, бесконтактными либо контактными уплотнениями в зависимости от окружных скоростей вспомогательного ротора 15. В рабочей части вспомогательного ротора 15 (Фиг.2, 3), расположенной между его внешней 18 и внутренней 19 стенками, размещены два воздушных канала 20 для подвода воздуха от компрессора 13 к камере сгорания и два выпускных канала 21 для отвода горячего газа из камеры сгорания в турбину 14. Входное окно 22 (Фиг.1) воздушного канала 20 расположено на радиальной поверхности вспомогательного ротора 15, герметично прилегающей к корпусу компрессора 13, а выходное окно 23 воздушного канала 20 расположено (Фиг.3) на наружной окружной поверхности внешней стенки 18 вспомогательного ротора 15 на участке, прилегающем к окнам камер. Выходная часть каждого воздушного канала 20, прилегающая к выходному окну 23, имеет преимущественно окружное направление для обеспечения тангенциального подвода воздуха в камеры. Входное окно 24 выпускного канала 21 расположено на наружной окружной поверхности внешней стенки 18 вспомогательного ротора 15 на участке, прилегающем к окнам камер, а выходное окно 25 (Фиг.1) выпускного канала 21 расположено на радиальной поверхности вспомогательного ротора 15, герметично прилегающей к корпусу турбины 14. Выходное окно 23 воздушного канала 20 и входное окно 24 выпускного канала 21, расположенные на наружной окружной поверхности внешней стенки 18 вспомогательного ротора 15, имеют участки одновременного совмещения с несколькими окнами камер для удаления продуктов сгорания, продувки и заполнения камер воздухом. На Фиг.3 выходное окно 23 воздушного канала 20 и входное окно 24 выпускного канала 21 одновременно совмещены с окнами камер 10, 1, 2, 3. Внутри вспомогательного ротора 15 (Фиг.2) размещены два перепускных канала 26, каждый из которых имеет впускное окно 27 и выпускное окно 28, расположенные на наружной окружной поверхности внешней стенки 18 вспомогательного ротора 15 на участке, прилегающем к окнам камер. Перепускные каналы 26 предназначены для соединения между собой в процессе вращения вспомогательного ротора 15 камер, в которых процесс сгорания топлива завершился, с камерами, заполненными воздухом. Выходные участки перепускных каналов 26, заканчивающиеся выпускными окнами 28, примыкают к внешней стенке 18 вспомогательного ротора 15 в направлении, близком к окружному (Фиг.2), для обеспечения преимущественно тангенциального подвода и вращения перепускаемого газового потока в камерах в направлении вращения воздушного потока. Ширина впускного окна 27 и выпускного окна 28 перепускного канала 26 больше расстояния между окнами соседних камер для обеспечения непрерывности течения газового потока в перепускном канале 26 и снижения пульсаций давления и скорости перепускаемого газового потока. В каждой камере на торцевых поверхностях установлены топливные форсунки 29, 30 (Фиг.1). В узле 30, содержащем топливную форсунку, размещена свеча зажигания. Вал 31, соединяющий компрессор и турбину, установлен на опорах 32, 33.

Двигатель работает следующим образом. При вращении вспомогательного ротора 15 сжатый воздух из компрессора по двум воздушным каналам 20 вспомогательного ротора 15 поступает в камеры при совмещении выходных окон 23 воздушных каналов 20 с окнами камер (на Фиг.3 заполнение воздухом и продувка камер осуществляется одновременно в камерах 10, 1, 2, 3). Окна этих камер частично совмещены с выходным окном 23 воздушного канала 20 (со стороны компрессора) и частично с входным окном 24 выпускного канала 21 (со стороны турбины) для обеспечения удаления продуктов сгорания и заполнения камер воздухом. Заполнение воздухом и продувка одновременно в нескольких камерах позволяет уменьшить пульсации давления и скорости воздушного потока. Подвод воздуха в камеры осуществляется преимущественно тангенциально за счет формы воздушного канала 20 (Фиг.3), в выходной части которого воздушный поток имеет значительную по величине окружную составляющую скорости. В результате тангенциального подвода в камерах образуется вращающийся воздушный поток, который заполняет камеру со стороны компрессора, при заполнении смещаясь в сторону турбины и вытесняя продукты сгорания - горячий газ в выпускной канал 21 вспомогательного ротора 15. После окончания продувки и заполнения камеры воздухом в нее осуществляется преимущественно тангенциальный подвод через перепускной канал 26 горячего газа, полученного в результате сгорания топлива в других камерах. На Фиг.2 показан перепуск горячего газа из камер 7, 8, в которых процесс сгорания топлива завершился, в камеры 4, 5, заполненные воздухом. При поступлении горячего газа в камеру, заполненную воздухом, происходит дополнительное сжатие воздуха перед процессом подвода тепла к рабочему телу (камеры 4, 5 на Фиг.2). Газ, перепускаемый в камеру, наполненную воздухом, подводится преимущественно тангенциально за счет высокой скорости газового потока, а также за счет формы перепускного канала 26, выходная часть которого примыкает к внешней стенке 18 вспомогательного ротора 15 в направлении, близком к окружному (Фиг.2). Вследствие значительно более высокой скорости газового потока в камере происходит расслоение газового и воздушного потоков, при котором кольцевой газовый поток вращается вокруг смещенного к оси камеры воздушного потока в одном с ним направлении. Горячий газ, имеющий высокую температуру и вращающийся вокруг воздушного потока, способствует быстрому испарению, воспламенению и сгоранию топлива, подаваемого форсунками в центральную часть камеры, занятой воздушным потоком. За счет этого происходит значительная интенсификация процесса сгорания топлива, позволяющая увеличить полноту сгорания топлива. Сгорание топлива происходит при постоянном объеме камеры (камеры 6 на Фиг.2), когда окно камеры перекрыто внешней стенкой 18 вспомогательного ротора 15. После сгорания топлива осуществляется перепуск части продуктов сгорания - горячего газа из камер 7, 8 в камеры 4,5. После перепуска производится выпуск горячего газа (из камер 9 на Фиг.2) в выпускной канал 21 вспомогательного ротора 15 и далее в турбину. В результате выпуска горячего газа его давление в камере снижается до давления, достаточного для продувки и заполнения воздухом. Далее снова начинается продувка и заполнение воздушным потоком камер (камеры 10, 1, 2, 3 на Фиг.2). В камерах с одинаковым номером реализуются одинаковые стадии рабочего цикла. За один оборот вспомогательного ротора 15 в каждой камере осуществляются два полных рабочих цикла. При запуске двигателя раскрутка вспомогательного ротора 15 осуществляется стартером, а воспламенение топливовоздушной смеси свечами зажигания, установленными в узле 30 каждой камеры. В процессе работы двигателя вращение вспомогательного ротора 15 происходит за счет реактивной силы, возникающей в его выпускных каналах 21. Регулирование частоты вращения вспомогательного ротора 15 может производиться за счет изменения подачи топлива, а также за счет регулирования входного соплового аппарата турбины, с помощью которого возможно изменение степени расширения газа в выпускных каналах 21 вспомогательного ротора. Воспламенение топливовоздушной смеси в процессе работы двигателя осуществляется перепускаемым горячим газом. Вспомогательный ротор 15 вращается в сторону, противоположную направлению вращения ротора ГТД, что позволяет значительно снизить углы поворота потока в выходном направляющем аппарате компрессора и в сопловом аппарате первой ступени турбины.

Основное преимущество заявленного газотурбинного двигателя по сравнению с прототипом заключается в более высоком значении КПД и в более высокой полноте сгорания топлива и соответственно в лучшей экономичности. Кроме этого, дополнительное сжатие воздуха в камере сгорания, увеличивающее суммарную степень повышения давления в двигателе, позволяет повысить, при соответствующем значении температуры газа перед турбиной, мощность и удельную тягу газотурбинного двигателя со сгоранием при постоянном объеме.