двухконтурный комбинированный газотурбинный винтовентиляторный двигатель

Формула изобретения

Двухконтурный комбинированный газотурбинный винтовентиляторный двигатель, содержащий винтовентилятор, высоконапорный компрессор, камеру сгорания с шароторовым конвектором, двухступенчатую активно-реактивную турбину, соединенную валом с винтовентилятором и через мультипликатор с высоконапорным компрессором, реактивное сопло, форсажную камеру сгорания, жидкостно-ракетный двигатель, воздушно-водородный теплообменник, отличающийся тем, что воздушно-водородный теплообменник установлен за винтовентилятором и служит он для понижения энтальпии воздуха, сжимаемого винтовентилятором, часть воздуха за воздушно-водородным теплообменником через экран-заборник, полые профилированные стойки, корпус - коллектор турбодетандера и его полые лопатки попадает в расширительную центростремительную ступень турбодентандера и далее в тепломассообменный аппарат, где жидкий воздух разделяется на газообразный азот и жидкий кислород, который отсасывающей центробежной ступенью турбодетандера направляется в пустые баки ракеты-носителя, между средней опорой двигателя и его высоконапорным компрессором дополнительно установлен второй воздушно-водородный теплообменник, вписанный в проточную часть первого контура и служащий для дополнительного понижения энтальпии воздуха первого контура, а под его внутренним корпусом за средней опорой установлен мультипликатор, связанный через ведущую шестерню и сателлиты с ведомой шестерней, установленной на валу высоконапорного компрессора.

Описание изобретения к патенту

Изобретение относится к области двигателестроения, в частности к авиационным турбореактивным винтовентиляторным двигателям. Двигатель используется в качестве силовой установки самолета-носителя - Универсальной Авиационно - Космической Транспортной Системы "Россия" горизонтального взлета с водной поверхности и посадки самолета-носителя на водную поверхность многоразового использования. После отработки летного ресурса двигатель может быть использован в газонефтеперекачивающей, водоперекачивающей, энергодобывающей отраслях народного хозяйства.

Близким техническим решением к изобретению является двухконтурный турбореактивный двигатель, содержащий установленный на входе общий для двух контуров вентилятор и последовательно расположенные во внутреннем контуре компрессор, камеру сгорания, двухступенчатую турбину, связанную с компрессором и вентилятором посредством вала и редуктора, реактивное сопло, теплообменник, пароводяной нагреватель (регенератор пара, см. патент 1045686, МПК 7 F 02 K 3/04, 1994).

Недостатками этого двигателя являются низкий эффективный КПД и малая удельная тяга.

Наиболее близким техническим решением (прототипом) к изобретению (см. патент России N 2209329) является двухконтурный газотурбинный вентиляторный двигатель (ДГВД), содержащий двухрядный вентилятор (ВВ), высоконапорный компрессор (ВНК), камеру сгорания с шароторовым конвектором, двухступенчатую активно-реактивную турбину, связанную валом с вентилятором и через мультипликатор с ВНК (для обеспечения совместного вращения), пароводяной нагреватель, расположенный за турбиной по оси двигателя, воздушно-водородный, азото-кислородный тепломассообменный аппарат, расположенный между первой и второй ступенями ВНК, форсажную камеру, сопло Лаваля, реактивное сопло.

Недостатком этого двигателя является ограниченное понижение энтальпии газообразного воздуха, снижение тяги с увеличением высоты полета.

Задача изобретения - добиться значительного снижения энтальпии воздуха первого контура двигателя.

Поставленная задача решается следующими конструктивными мероприятиями:

- за винтовентилятором установлен воздушно-водородный торовый теплообменник, являющийся одновременно передней опорой двигателя, служащий для понижения энтальпии воздуха, сжимаемого винтовентилятором, с последующим перепуском части его в турбодетандер, установленный за воздушно-водородным торовым теплообменником, перед средней опорой двигателя;

- между средней опорой и высоконапорным компрессором (ВНК) установлен второй воздушно-водородный торовый теплообменник, вписанный в проточную часть первого контура двигателя и служащий для дополнительного понижения энтальпии воздуха первого контура;

- между средней опорой и высоконапорным компрессором под внутренним корпусом второго воздушно-водородного теплообменника установлен мультипликатор, связанный через ведущую шестерню и сателлиты с ведомой шестерней, установленной на валу высоконапорного компрессора.

На чертеже изображен продольный разрез предлагаемого двигателя.

Двухконтурный комбинированный газотурбинный винтовентиляторный двигатель содержит двухрядный шестнадцатилопастной винтовентилятор 1, высоконапорный компрессор ВНК 2, камеру сгорания 3, двухступенчатую активно-реактивную турбину 4, приводящую во вращение винтовентилятор и через мультипликатор 5 ВНК 2. Направляющие лопатки первой ступени турбины выполнены за одно целое с нагревателем пара (первый парогенератор), служащим одновременно корпусом камеры сгорания и который, в свою очередь, трубопроводами связан со вторым паронагревателем 33, расположенным внутри камеры сгорания жидкостно-ракетного двигателя 19, расположенного за активно-реактивной турбиной 4, по оси двигателя, под ее внутренним стекателем 34.

За винтовентилятором 1 расположен воздушно-водородный теплообменник 6, являющийся одновременно корпусом передней опоры, он имеет экран-заборник 25, который полыми профилированными стойками 26 связан с коллектором воздуха 12, являющегося одновременно наружным корпусом турбодетандера 15, и связан полыми лопатками 13 с расширительной первой центростремительной ступенью 14 турбодетандера 15, за которой расположен тепломассообменный аппарат 16, связанный с отсасывающей кислородной центробежной ступенью 35, которой жидкий кислород направляется на заполнение пустых баков окислителя ракеты-носителя, установленной на фюзеляже самолета-носителя Универсальной Авиационно-Космической Транспортной Системы. Азот (газообразный) подается на охлаждение стенок активной зоны атомного реактора.

За средней опорой 7 двигателя установлен второй воздушно-водородный тепломассообменник 8, конструкция которого вписана в проточную часть первого контура двигателя.

На лопатках последней ступени высоконапорного компрессора выполнены рабочие лопатки 27 стартер-турбины, которые коллектором связаны с системой наземного стартового оборудования для запуска двигателя и с системой сжатого воздуха соседнего двигателя для повторного запуска двигателя в воздухе.

На двигателе предусмотрена система регулирования степени двухконтурности. Она включает в себя створки 9 и гидроцилиндры 10.

Двухступенчатая турбина выполнена активно-реактивной, у которой рабочие лопатки от корневого сечения до 70-75% длины образуют активный канал, а на остальной длине лопатки - реактивный канал, при этом рабочие и сопловые лопатки охлаждаются воздухом, отбираемым из-за высоконапорного компрессора.

Двигатель работает следующим образом: на старте к коллектору 32 стартер-турбины подводится горячий сжатый воздух. Стартер-турбина раскручивает ВНК через мультипликатор 5, винтовентилятор 2 и связанную с ним валом активно-реактивную турбину 4, а пусковое топливо - водород подается к форсункам 11. Двигатель выходит на малый газ.

При дальнейшей раскрутке ротора двигателя воздух, нагнетаемый винтовентилятором, обтекает воздушно-водородный теплообменник 6, и охлаждается им, часть сжатого воздуха через заборник 25 и профилированные полые стойки 26 направляется в корпус-коллектор 12 и турбодетандер 15 и далее по полым лопаткам 13 попадает в расширительную ступень 14 турбодетандера 15 и в тепломассообменный аппарат 16, где жидкий (-193°С) воздух разделяется на газообразный азот, который затем подается на охлаждение активной зоны атомного реактора, установленного на самолете-носителе, а жидкий кислород направляется на заполнение пустых баков окислителя ракеты-носителя. На номинальном режиме в конвектор 17 камеры сгорания подается пар из генератора пара 18, связанного трубопроводами 28 со вторым парогенератором 33, установленным внутри камеры сгорания жидкостно-реактивного двигателя 19. В шароторовом конвекторе 17 происходит горение газообразного водорода в смеси с паром и воздухом. Двигатель выходит на номинал. На взлете топливо подается в ЖРД 19 и к форсункам 20 форсажной камеры. С подъемом самолета-носителя на высоту открываются створки 9, и воздух из второго контура двигателя частично поступает в его первый контур, а чтобы не было голодания форсажной камеры, открываются створки 21 решетчатого заборника 22, входящего в силовую схему двигателя. Перепуском воздуха из второго контура двигателя в первый добиваются снижения темпа падения тяги двигателя с подъемом на высоту. С внутренней стороны за решетчатым заборником 22 на внешнем корпусе 23 установлены створки реверса тяги 24.

Расширительная центростремительная ступень 14 и отсасывающая кислородная ценробежная ступень 35 турбодетандера 15 приводятся во вращение соответственно лопатками 36 и 37, использующими энергию скоростного напора воздуха первого контура двигателя.