Двигатель форсажный


Судовая силовая двухвальная установка

Изобретение относится к области судостроения. Судовая силовая двухвальная установка содержит маршевый и форсажные двигатели. Форсажные двигатели расположены соосно с гребными валами и соединены с ними через маршево-форсажные планетарные редукторы. Указанные редукторы содержат угловые передачи и соединены между собой через угловой редуктор маршевого двигателя. Соединение редукторов осуществлено посредством компенсирующих муфт. Маршевый двигатель может быть размещен между двумя гребными валами или форсажными двигателями. Маршевый и форсажные двигатели могут передавать крутящий момент на один или одновременно на оба гребных вала. Двигатели и редукторы установлены на амортизированных платформах. 1 з.п. ф-лы, 5 ил.

 

Изобретение относится к области судостроения.

Известно устройство передачи мощности главного двигателя на гребные винты судна по патенту 2053163 С1, МПК В63Н 23/06, 23/08. Недостатками данного устройства являются:

- использование одного двигателя с точки зрения низкой надежности работы устройства;

- редукторные передачи с внешними зубчатыми зацеплениями являются громоздкими и тяжелыми;

- исключает возможность применения форсажного двигателя;

- повышенная шумность в машинном отделении.

Известна также силовая установка по патенту США 4344760, кл.440-3, принятая за прототип. Установка содержит два главных двигателя, работающих совместно или раздельно на два гребных вала.

Недостатками данной установки являются:

- большие габариты и массы редукторов с внешними зубчатыми зацеплениями;

- повышенный шум установки;

- невозможность применения более двух двигателей;

- сложность центровки и монтажа установки.

Цель изобретения - устранение отмеченных недостатков.

Указанная цель достигается следующим:

- судовая двухвальная установка снабжена маршевыми и форсажными двигателями;

- каждый форсажный двигатель соединен со своим гребным валом соосно через маршево-форсажный (планетарный) редуктор, а также может соединяться с гребным валом другого форсажного двигателя через угловой редуктор;

- маршево-форсажные (планетарные) редукторы снабжены разобщительными и реверсивными устройствами, обеспечивающими применение нереверсивных двигателей, и содержат угловые передачи;

- маршевый двигатель расположен в средней части корпуса судна по ширине и соединен с гребными валами через угловой редуктор, обеспечивающий установку маршевого двигателя своей продольной осью параллельно или под некоторыми углами в вертикальной плоскости относительно осей гребных валов;

- каждый двигатель со своим редуктором смонтирован на амортизированной раме.

Редукторы между собой соединены компенсирующими муфтами.

На Фиг.1 и 3 изображены двухвальные судовые силовые установки с тремя двигателями.

На Фиг.4 изображена двухвальная судовая силовая установка с четырьмя двигателями.

На Фиг.5 изображена двухвальная судовая силовая установка с двумя двигателями.

Судовая силовая двухвальная установка содержит средний маршевый двигатель 1 с угловым редуктором 2, бортовые форсажные двигатели 3 и 4 с маршево-форсажными (планетарными) редукторами 5 и 6, валы гребные 7 и 8 с гребными винтами 9 и 10. Каждый двигатель 1, 3, 4 со своими редукторами 2, 5 и 6 смонтирован на звукоизолирующих платформах 11, которые устанавливаются на амортизаторах (на чертеже не показаны). Редукторы 2, 5 и 6 соединены между собой компенсирующими муфтами 12 и 13.

Судовая силовая двухвальная установка работает следующим образом.

При ее работе, в зависимости от заданного режима, возможны три варианта.

- Работает один средний двигатель 1 на два гребных вала 7 и 8. Реверсивно-разобщительные муфты маршево-форсажных (планетарных) редукторов 5 и 6 (на чертеже не показаны, так как они находятся внутри корпусов редукторов) могут занимать три положения - передний ход, задний ход, стоп. Крутящий момент двигателя 1 передается через угловой редуктор 2, компенсирующие муфты 12 и 13, маршево-форсажные (планетарные) редукторы 5 и 6 на валы гребные 7 и 8 (см. Фиг.2, алгоритм работы 1).

- Один бортовой двигатель, например 3, работает на два гребных вала. В этом случае крутящий момент двигателя 3 передается через маршево-форсажный (планетарный) редуктор 5 на вал гребной 7, а также через компенсирующую муфту 12, угловой редуктор 2, компенсирующую муфту 13, редуктор 6 на вал гребной 8 (см. Фиг.2, алгоритм работы 2).

- Бортовые двигатели работают на свои гребные винты (см.Фиг.2, алгоритм работы 3). В этом режиме от каждого двигателя 3 и 4 крутящий момент передается напрямую через редукторы 5 и 6 на гребные валы 7 и 8, при этом редукторы могут реверсироваться, обеспечивая судну высокую маневренность.

На Фиг.3 и 4 представлены возможные компоновки маршевых и форсажных двигателей судовых силовых двухвальных установок.

Положительный эффект от использования изобретения заключается в следующем:

- судовая силовая двухвальная установка может иметь в своем составе более двух двигателей;

- возможность использования двигателей совместно форсажных и экономичных маршевых;

- возможность применения нереверсивных двигателей;

- снижение шума в машинном отделении;

- упрощение монтажа и центровки механизмов силовых установок;

- повышение маневренности судна;

- возможность установки маршевого двигателя продольной осью, не совпадающей с продольной осью гребного вала или форсажного двигателя в вертикальной плоскости.

1. Судовая силовая двухвальная установка, содержащая двигатели, редукторные передачи, компенсирующие муфты и гребные валы, отличающаяся тем, что бортовые форсажные двигатели соединены соосно с гребными валами через маршево-форсажные планетарные редукторы, содержащие угловые передачи, соединенные между собой через угловой редуктор маршевого двигателя, который расположен между двумя гребными валами или форсажными двигателями, причем его продольная ось может не совпадать с продольными осями форсажных двигателей в вертикальной плоскости.

2. Установка по п.1, отличающаяся тем, что каждый форсажный и маршевый двигатель установлен со своим редуктором на амортизированной раме, а их редукторы соединены между собой компенсирующими муфтами.

www.findpatent.ru

Атомный форсажный авиационный двигатель | Патентная компания "НикБор"

Изобретение относится к авиадвигателестроению.Предложенное техническое решение (фиг. 1) содержит газотурбинный двигатель ГТД 1, который выполнен двухвальным и двухконтурным и содержит внутренний вал 2 и внешний вал 3, первый контур 4, второй контур 5, вентилятор 6, компрессор низкого давления 7 и компрессор высокого давления 8, далее расположены камера сгорания 9, турбина 10, содержащую в свою очередь сопловой аппарат 11 и рабочее колесо 12, далее находится реактивное сопло 13 с обтекателем 14. Газотурбинный двигатель 1 содержит систему топливоподачи с топливным насосом 15 и приводом топливного насоса 16, топливный трубопроводы 17 и далее камера сгорания 9. Отличительной особенностью силовой установки является наличие двигателя Стирлинга 18 за турбиной 10, т. е. за ее рабочим колесом 12.Двигатель Стирлинга 18 состоит из двух частей: группы рабочих цилиндров 19 и группы расширительных цилиндров 20, которые соединены трубопроводами 21. Группу расширительных цилиндров 20 предпочтительно установить вне газового тракта ГТД, на-пример, полностью или частично в обтекателе 14.

На фиг. 2 и 3 приведена схема одного из вариантов исполнения двигателя Стирлинга 18, который содержит группу рабочих цилиндров 19, имеющих оребрение 22 с установленным внутри каждого из них в полости «Б» рабочим поршнем 23, который шатуном 24 соединен с валом двигателя 2 и группу расширительных цилиндров 20 с установленным внутри каждого из них в полости «В» вытеснительным поршнем 25. Каждый расширительный цилиндр 20 оборудован снаружи кожухом 26, образующим полость «Г» для охлаждения расширительного цилиндра 20. Вытеснительный поршень 25 соединен шатуном 27 с валом двигателя 8. Трубопровод 21 соединяет полости «Б» и «В» для перетекания рабочего тела из рабочего цилиндра 19 в расширительный цилиндр 20. К полости «Г» подсоединены выходы воздухоподводящих патрубков 28, а выхлопные трубопроводы 29 соединяют полость «Г» с внутренней полостью «Д» реактивного сопла 15 (фиг. 1). Входы воздухозаборных патрубков 28 через охлаждающий теплообменник 29 соединены с полостью за компрессором высокого давления 8. Перед двигателем Стирлинга 18 по потоку установлен нагревающий теплообменник 30, который трубопроводами рециркуляции теплоносителя 31 и 32, в одном из которых установлен насос теплоносителя 33 соединен с ядерным реактором 34. Во втором контуре 5 за охлаждающим теплообменником 29 установлен нагревающий теплообменник 35, соединенный трубопроводами рециркуляции 36 и 37, в одном из которых установлен насос теплоносителя 38 с ядерным реактором 34.

Авиационный двигатель оборудован системой управления 39 и датчиками частоты вращения внутреннего и внешнего валов, соответственно 40 и 41. С блоком управления 39 электрическими связями 42 соединены датчики частоты вращения 40 и 41 и привод 16.При работе при помощи стартера (на фиг. 1 …3 не показан) запускается ГТД 1, при этом включается привод насоса 16, топливный насос 15 подает топливо по топливному трубопроводу 17 в камеру сгорания 9.Топливо воспламеняется при помощи электрозапальника (на фиг. 1…3 не показа-но). Выхлопные газы, проходят через турбину 10. Рабочее колесо турбины 12, с внешним валом 3 газотурбинного двигателя 1 раскручиваются, т. е ГТД 1 запускается.Двигатель Стирлинга запускается значительно позже из-за его инерционности. Шатуны 24 и 27 и поршни 23 и 25 двигателя Стирлинга 18 приводятся в действие при помощи внутреннего вала 2 газотурбинного двигателя 1 от компрессора первого каскада 4, который раскручивается в режиме авторотации воздухом, проходящим через него. Механизм преобразования вращательного движения в возвратно-поступательное (этот механизм на фиг. 1..3 детально не показан, но он может быть выполнен в виде коленчатого вала с шатунами) преобразует вращательное движение внутреннего вала 2 в возвратно-поступательное движение поршней 23 и 26 двигателя Стирлинга 18.. Выхлопные газы нагревают через оребрение 22 рабочее тело внутри рабочих цилиндров 19. Для работы двигателя Стирлинга достаточно иметь разницу температур на двух группах цилиндров 19 и 20. Первоначально двигатель Стирлинга 18 работает принудительно и не выдает мощность, а наоборот ее потребляет. Примерно через 5…10 мин. по мере прогрева рабочего тела внутри рабочих цилиндров 19 двигателя Стирлинга 18 он выходит на расчетный режим работы. Медленный выход двигателя Стирлинга18 на расчетный режим работы является одним из его недостатков, но высокий КПД, надежность и хорошие экологические свойства в сочетании с ГТД, имеющим хорошие характеристики запуска делает предложенный двигатель чрезвычайно интересным по всем показателям одновременно, т. к. позволит частично утилизировать тепло в реактивном сопле и применить вместо 4-х …5 ступеней турбины только одну ступень.Особенностями предложенного авиационного двигателя являются:— возможность форсирования тяги за счет подвода тепла от ядерного реактора к нагревающему теплообменнику 35,— наличие его системы регулирования при помощи регулятора расхода. Проектирование такой системы вызвало затруднения, т. к. отсутствует система подачи топлива в двигатель Стирлинга, а регулирование расхода продуктов сгорания перед рабочими цилиндрами 19 затруднительно и приводит к ухудшению экомичности двигателя в целом из-за загромождения его газового тракта. Регулирование режима работы двигателя Стир-линга необходимо для того, чтобы обеспечить его работу вместе с первым каскадом ком-прессора в режиме оптимальных КПД (на расчетном режиме). Это необходимо потому, что в отличие от стационарных газотурбинных установок авиационные двигатели эксплуатируются в широком диапазоне температур окружающего воздуха (от +40 до -76 0С.) и при давлении от 1 кгс/см2 практически до вакуума на высоте полета от 10000 м до 25000м.Утилизация тепла при помощи теплообменников (регенерация), используемая традиционно не эффективна, например, из-за больших габаритов теплообменников, их большого веса, загромождения газового тракта и необходимости дальнейшего преобразования тепловой энергии подогретого воздуха или пара в механическую энергию, например, при помощи паровой турбины.В результате использования утилизации тепла выхлопных газов в двигателе Стирлинга КПД авиационного двигателя возрастает примерно на 10…17 %.Применение изобретения позволило:1. Создать значительную тягу на форсажном режиме.2. Значительно повысить КПД авиационного двигателя за счет использования для получения энергии на валу нагрузки кроме ГТД двигателя Стирлинга, который утилизирует тепло, раньше сбрасываемое в реактивное сопло и в атмосферу или срабатываемое на нескольких ступенях турбины. Соответственно снизить удельный расход топлива: расход в единицу времени на 1 т тяги двигателя.3. Согласовать работу ГТД и Двигателя Стирлинга, имеющих разную инерционность, за счет применения двухкаскадного двухвального ГТД.4. Обеспечить регулирование режима работы двигателя Стирлинга.5. Облегчить запуск комбинированного авиационного двигателя, за счет применения двухвальной схемы и запуска только второго каскада.6. Уменьшить количество ступеней турбины, за счет того, что их функцию берет на себя в основном двигатель Стирлинга.7. Снизить эмиссию токсичных веществ в атмосферу, за счет того, что двигатель Стирлинга имеет значительно лучшие экологические показатели по сравнению с другими типами двигателей.8. Снизить стоимость авиационного двигателя, за счет уменьшения количества дорогостоящих ступеней турбины, лопатки и диски которых выполняются из жаропрочных сплавов и упрощения схемы охлаждения турбины.9. Уменьшить вес авиационного двигателя, что особенно важно в авиации.10. Повысить надежность авиационного двигателя за счет отказа от нескольких ступеней турбины, рабочие лопатки которых являются самыми нагруженными деталями двигателя, ограничивающими его ресурс и в первую очередь влияющие на надежность двигателя, самолета и безопасность авиаперевозок.

Автор статьи: Патентный поверенный РФ Болотин Николай Борисович

Поделиться "Атомный форсажный авиационный двигатель"

Комментирование и размещение ссылок запрещено.

patent-alibi.ru

форсажная камера газотурбинного двигателя - патент РФ 2382894

Форсажная камера газотурбинного двигателя содержит выходной тракт, имеющий на своем заднем конце внешнее сопло неизменной площади сечения, стабилизатор пламени, установленный внутри переднего конца тракта, и форсунку горючего, расположенную в стабилизаторе пламени для впрыска горючего в него. Форсажная камера также содержит абляционное внутреннее сопло, являющееся защитной оболочкой внешнего сопла и содержащее горючий материал для его управляемого горения при работе форсажной камеры сгорания. Изобретение направлено на упрощение конструкции форсажной камеры сгорания для обеспечение режима работы сверхзвукового полета. 8 з.п. ф-лы, 5 ил.

Изобретение в основном относится к газотурбинным двигателям и, в частности, к двигателям с форсированной тягой.

Газотурбинные двигатели имеют разные конструкции, габариты и развивают тягу разной величины. Обычный турбореактивный двигатель содержит сообщающиеся друг с другом посредством последовательного потока: вентилятор, многоступенчатый компрессор, камеру сгорания, турбину высокого давления (ТВД) и турбину низкого давления (ТНД). ТВД соединена с компрессором посредством одного вала, а ТНД соединена с вентилятором посредством другого вала.

При работе воздух попадает в двигатель, проходит через вентилятор и поступает в компрессор, в котором он сжимается и из которого подается в камеру сгорания. Горючее вводится в сжатый воздух в камере сгорания для образования горячих газообразных продуктов сгорания, которые проходят через ступени турбины.

ТВД имеет лопасти ротора, которые получают энергию от газообразных продуктов сгорания для вращения опорного диска, соединенного с валом, приводящим в действие компрессор. Газообразные продукты сгорания затем поступают в ТНД, имеющую дополнительные турбинные лопасти, которые получают дополнительную энергию от газов для вращения опорного диска ротора, приводящего в действие вал вращения переднего вентилятора.

Вокруг основного двигателя обычно проходит кольцевой обходной канал для перепуска части воздуха, сжимаемого вентилятором, для создания тяги для движения независимо от основных отработавших газов, выходящих из основного двигателя через ТНД.

Двигатель имеет заключающую его гондолу, которая может быть относительно короткой для определения отдельного вентиляторного выхлопного сопла, расположенного перед выхлопным соплом основного двигателя. Гондола может также проходить далее по потоку к общему выпускному патрубку двигателя, по которому и вентиляторный перепускаемый воздух, и основные отработавшие газы выходят вместе для создания тяги для движения.

Газотурбинные двигатели очень усложнены и содержат большое число деталей, которые изготавливаются отдельно и устанавливаются при окончательной сборке двигателя. Число нужных для данного двигателя деталей непосредственно влияет на его сложность и соответствующую заводскую себестоимость.

Один из примеров газотурбинного двигателя раскрыт в публикации RU 2218471, являющейся аналогом настоящего изобретения.

При изготовлении газотурбинных двигателей стоимость всегда является первым учитываемым фактором. И особое значение стоимость получает при изготовлении газотурбинных двигателей одноразового применения или для ограниченного числа применений. Например, обычная боевая крылатая ракета имеет небольшой турбореактивный двигатель, выполненный именно для одноразового использования этой ракеты и, разумеется, разрушаемый при поражении ею цели.

Помимо этого, небольшие радиоуправляемые или дистанционно управляемые летательные аппараты могут также использовать небольшие турбореактивные двигатели для ограниченного числа полетных заданий.

Небольшие турбореактивные двигатели, используемые в этих применениях для ограниченного числа полетов, выполняются специально для работы на дозвуковой скорости. Но для применений, требующих сверхзвуковой скорости, двигателям нужна дополнительная тяга для движения.

Эту дополнительную тягу обычно обеспечивают введением форсажной камеры на выходном конце турбореактивного двигателя для сжигания дополнительного горючего и создания при необходимости дополнительной тяги для движения. Обычная форсажная камера представляет собой сложный узел из многих компонентов, включая стабилизаторы пламени, форсунки горючего, защитную оболочку сгорания и выхлопное сопло изменяемой площади сечения.

Выхлопное сопло является особо сложным, поскольку должно быть выполнено для работы в нефорсированном режиме для обычной работы основного турбореактивного двигателя и также в форсированном режиме работы, когда дополнительное горючее сгорает в форсажной камере.

Сопло с изменяемой площадью сечения должно иметь определенный осевой профиль, сужающийся к горловине минимальной площади и затем расширяющийся к выходу сопла, то есть должно иметь конструкцию сопла Лаваля (далее Л-сопло).

Горловина сопла создает минимальную площадь выходящего потока для нефорсированного режима работы двигателя. При задействовании форсажной камеры расходуется дополнительное горючее, для чего в свою очередь необходима более крупная площадь выпускной горловины и также соответствующий профиль Л-сопла для достижения сверхзвуковой скорости истечения газов из сопла. Более крупная площадь истечения газов во время форсированного режима работы нужна для предотвращения излишнего противодавления, оказываемого на основной двигатель и, в частности, на его компрессор для избежания нежелательного опрокидывания компрессора.

Л-сопло с изменяемой площадью сечения поэтому имеет по существу сложную конструкцию и для него нужные отдельные выпускные щитки, соединенные вместе с образованием сочлененного профиля Л-сопла, который можно изменять между нефорсированным и форсированным режимами работы. Соответствующие исполнительные механизмы и уплотнения также требуются для обеспечения должных рабочих показателей сопла и двигателя в течение надлежащего срока службы.

Ввиду сложности обычного Л-сопла его использование в упомянутых воздушных судах одноразового или ограниченного использования непрактично, если вообще возможно.

Соответственно желательно создать газотурбинный двигатель разового или ограниченного использования с упрощенной форсажной камерой для обеспечения режима работы сверхзвукового полета.

Согласно настоящему изобретению создана форсажная камера газотурбинного двигателя, содержащая: выходной тракт, имеющий на своем заднем конце внешнее сопло неизменной площади сечения; абляционное внутреннее сопло, являющееся защитной оболочкой упомянутого внешнего сопла; стабилизатор пламени, установленный внутри переднего конца упомянутого тракта; и форсунку горючего, расположенную в упомянутом стабилизаторе пламени для впрыска горючего в него.

Предпочтительно упомянутый стабилизатор пламени содержит множество стабилизирующих пламя желобов, проходящих в радиальном направлении наружу от центрального завихрителя к окружающей защитной оболочке.

Предпочтительно упомянутая защитная оболочка оканчивается перед упомянутым внешним соплом и ограничивает камеру сгорания, проходящую внутри упомянутой защитной оболочки и дальше нее внутри упомянутого выходного тракта, для образования его части, не имеющей защитной оболочки.

Предпочтительно упомянутая не имеющая защитной оболочки часть тракта покрыта внутри теплозащитным покрытием.

Предпочтительно упомянутое внешнее сопло имеет осевой контур, сужающийся назад к внешней горловине минимальной площади сечения потока и расширяющийся назад к выходу сопла на заднем конце упомянутого внешнего сопла; и упомянутое внутреннее сопло имеет осевой контур, сужающийся назад к внутренней горловине, меньшей, чем упомянутая внешняя горловина, и расширяющийся назад к упомянутому выходу сопла.

Предпочтительно упомянутая защитная оболочка стабилизатора пламени имеет упорядоченное расположение выполненных в ней отверстий глушения шума.

Предпочтительно упомянутая защитная оболочка стабилизатора пламени отделена внутри интервалом от упомянутого тракта и образует паз, по которому направляется охлаждающий воздух для охлаждения упомянутой защитной оболочки и для пленочного охлаждения упомянутой не имеющей защитной оболочки части тракта после нее.

Предпочтительно упомянутый центральный завихритель имеет центральное отверстие, в которое входит упомянутая форсунка горючего, и множество окружающих пазов для завихрения через них отработавших газов двигателя.

Предпочтительно форсажная камера дополнительно содержит множество штанг распылительного впрыска горючего, распределенных между упомянутыми желобами стабилизатора пламени.

Предпочтительно упомянутое абляционное внутреннее сопло содержит горючий материал.

Настоящее изобретение согласно его предпочтительным и приводимым в качестве примера осуществлениям наряду с прочими его задачами и преимуществами, более подробно раскрывается ниже в совокупности с прилагаемыми чертежами, на которых:

Фиг.1 - схематическое изображение осевого сечения турбореактивного газотурбинного двигателя, имеющего форсажную камеру.

Фиг.2 - увеличенное изображение осевого сечения форсажной камеры в двигателе, показанном на Фиг.1.

Фиг.3 - увеличенное изображение осевого сечения выхлопного сопла форсажной камеры, показанного на Фиг.2.

Фиг.4 - обращенное назад переднее радиальное сечение стабилизатора пламени, показанного на Фиг.2, и выполненное по линии 4-4.

Фиг.5 - увеличенное изображение вертикальной проекции центрального завихрителя и топливной форсунки, показанных на Фиг.4.

Фиг.1 схематически показывает форсажный турбореактивный газотурбинный двигатель 10, обеспечивающий тягу воздушному судну в полете. В частности, двигатель выполнен для обеспечения тяги для воздушного судна одноразового использования, такого как крылатая ракета, или для воздушного судна ограниченного применения, такого как, например, дистанционно управляемое беспилотное воздушное судно.

Двигатель является симметричным по оси по отношению к продольной или осевой геометрической оси и содержит последовательно сообщающиеся друг с другом посредством потока: вентилятор 12, многоступенчатый компрессор 14, камеру сгорания 16, турбину высокого давления (ТВД) 18 и турбину низкого давления (ТНД) 20. Каждая из упомянутых турбин содержит соответствующие турбинные сопла и ряды лопастей ротора турбины.

Лопасти ротора ТВД 18 установлены на диске ротора, соединенного посредством одного вала с соответствующими роторами многоступенчатого компрессора 14. Лопасти турбины ТНД 20 установлены на еще одном диске ротора, который, в свою очередь, соединен с вентилятором 12 посредством другого вала, проходящего в осевом направлении между ними.

Вокруг основного двигателя и ТНД проходит кольцевой перепускной канал 22, имеющий кольцевой выход, окружающий выход 24 основного двигателя. Выход 24 ограничен задним корпусом турбины, содержащим ряд выпускных направляющих лопаток, проходящих в радиальном направлении внутрь от перепускного канала и оканчивающихся на центральном теле.

При работе воздух 26 входит в передний заборник воздуха в двигателе и направляется через компрессор 14 для его сжатия в нем. В камере сгорания 16 горючее вводится в сжатый воздух и зажигается для создания горячих газообразных продуктов сгорания 28, выходящих через несколько ступеней турбины, которые отбирают у них энергию для приведения в действие вентилятора и компрессора. Некоторая часть вентиляторного воздуха идет в обход основного двигателя и протекает через перепускной канал 22 для выхода вокруг основных отработавших газов 28, выходящих через выход 24.

Сам основной турбореактивный двигатель 10 может иметь любую обычную конфигурацию и работает обычным образом для создания тяги для движения в выходящем вентиляторном перепускном воздухе и в основных отработавших газах. При этом двигатель также содержит форсажную камеру 30, определенным образом выполненную для введения дополнительной тяги в воздушном судне в необходимых случаях путем сжигания дополнительного горючего.

Форсажная камера 30 более подробно показана на Фиг.2. В этом примере осуществления форсажная камера также имеет кольцевой задний патрубок или выходной тракт 32, расположенный внутри гондолы, окружающей двигатель. Этот выходной тракт на своем заднем конце имеет внешнее сопло 34 с неизменной площадью сечения и абляционное внутреннее сопло 36, представляющее собой защитную оболочку или покрытие внутренней поверхности выходного сопла 34. Для упрощения конструкции форсажной камеры выходное сопло не имеет подвижных деталей и его площадь сечения неизменная, и при этом оно имеет особую и неизменную конфигурацию.

Напротив, внутреннее сопло 36 выполнено из соответствующего материала, имеющего абляционные свойства, в результате чего он подвергается абляции во время работы и расходуется, оставляя после себя выходное сопло 34. Выходное сопло можно выполнить из любого подходящего материала, такого как листовой металл или композитные волокна в основе, чтобы выдерживать воздействие разрушающей среды форсажной камеры в течение ограниченного времени, требуемого в течение работы.

Согласно более подробному изображению на Фиг.3 выходное сопло 34 имеет осевой контур или профиль, сужающийся назад к внешней горловине 38 минимальной площади сечения потока и затем расширяющийся назад от горловины к общему выходу 40 сопла на заднем конце внешнего сопла.

Аналогично внутреннее сопло 36 имеет осевой контур или профиль, сужающийся назад к внутренней горловине 42 минимальной площади сечения потока для внутреннего сопла, причем эта площадь сечения меньше площади сечения внешней горловины. От внутренней горловины 42 внутреннее сопло затем расширяется назад от горловины к общему выходу 40 сопла.

Для сравнения: верхняя часть внутреннего сопла 36 полностью показана на Фиг.3 в исходной нефорсированной конфигурации, и его нижняя часть показана израсходованной, пунктирной линией, в последующей конфигурации форсированного режима вследствие процесса абляции.

Конкретные осевые контуры двух сопел 34, 36 могут соответствовать контурам обычных выхлопных сопел изменяемой площади сечения в обычных форсажных двигателях для доведения до максимума рабочих показателей двигателя во время работы в нефорсированном режиме двигателя, когда дополнительное горючее не вводится в форсажную камеру; и во время работы в форсированном режиме, когда дополнительное горючее сгорает в форсажной камере для создания дополнительной тяги.

Поэтому форсажную камеру можно выполнить определенным образом для повышения тяги двигателя, чтобы придать воздушному судну сверхзвуковую скорость свыше 1 Маха. Для этого отработавшие газы 28, выходящие через сопло истечения газов, должны развить сверхзвуковую скорость за счет регулируемого сужения и расширения сопла истечения газов.

В частности, номинальная площадь сечения выходного тракта 32 непосредственно перед выхлопным соплом обычно обозначается как А7. Внешнее сопло 34 затем расширяется до своей горловины 38 минимальной площади сечения, обозначаемой как А8. От этой горловины минимальной площади сечения внешнее сопло расширяется к выходу 40, имеющему относительно крупную площадь сечения, обозначенную А9. Точный контур внешнего Л-сопла 34 можно условно определить для создания действенного сверхзвукового потока отработавших газов 28, выходящих через сопло при работе в форсированном режиме.

Соответственно площадь сечения потока внутреннего сопла 36 уменьшается по сравнению с первоначальной площадью сечения А7 выхода тракта к меньшей площади сечения А8b горловины во внутренней горловине 42 и затем расширяется наружу к общему выходу 40. Определенный Л-профиль внутреннего сопла 36 можно также условно определить для доведения до максимума рабочих показателей двигателя во время работы в нефорсированном режиме, когда дополнительное горючее не вводится в форсажную камеру.

В предпочтительном варианте осуществления согласно Фиг.3 абляционное внутреннее сопло 36 выполнено из соответствующего сгораемого материала, такого как твердое ракетное топливо обычного состава. В его твердом виде горючий материал можно соответствующим образом сформовать или сформировать сообразно нужному Л-контуру для регулирования выходного истечения через сопло во время работы в нефорсированном режиме для предполагаемой ограниченной длительности полета данного воздушного судна.

Во время работы в нефорсированном режиме температура отработавших газов 28 существенно ниже температуры газов внутри камеры сгорания двигателя и недостаточна для существенной абляции внутреннего сопла в течение соответствующей длительности работы в нефорсированном режиме.

Однако во время работы двигателя в форсированном режиме, когда дополнительное горючее вводится в форсажную камеру и зажигается для создания горячих газообразных продуктов сгорания, эти горячие газы затем выходят через сгораемое внутреннее сопло для его регулируемого сгорания, в результате чего внутреннее сопло расходуется за соответствующее короткое время, когда в работу включается форсажная камера.

После полного израсходования внутреннего сопла полностью проступает наружу остающееся внешнее Л-сопло 34 и обеспечивает как увеличенную площадь сечения А8, так и определенный Л-контур для доведения до максимума рабочих показателей двигателя во время работы в форсажном режиме с соответствующим создаваемым им увеличением тяги для движения.

Поскольку форсажная камера 30, показанная на Фиг.2, предназначена для ограниченного или одноразового использования двигателя, поэтому его форсажную часть нужно также упростить, чтобы соответствовать упрощенности, предусматриваемой в прилегающих друг к другу соплах 34, 36. Например, форсажная камера содержит кольцевой стабилизатор 44 пламени, установленный внутри переднего впускного конца выхлопного тракта 32. Множество монтажных кронштейнов окружают стабилизатор пламени и обеспечивают возможность прикрепления его на болтах к переднему концу выхлопного тракта согласно одному из примеров.

Форсунка 46 для горючего проходит от опорного стержня, проходящего радиально внутрь из выхлопного тракта 32, и расположена в центре стабилизатора пламени для впрыскивания дополнительного горючего 48, когда необходим форсированный режим работы двигателя. Обычный воспламенитель (не показан) соответствующим образом установлен в стабилизаторе пламени для зажигания горючей смеси добавленного горючего 48 и отработавших газов 28, выходящих из основного двигателя и все еще содержащих достаточное количество кислорода для форсажного сгорания.

Стабилизатор 44 пламени показан более подробно на Фиг.4 и содержит множество стабилизирующих пламя перекладин или желобов 50, проходящих в радиальном направлении наружу от центрального завихрителя 52 к окружающей цилиндрической юбке или защитной оболочке 54. Отдельные желобы имеют по существу V-образные поперечные сечения, причем вершина конфигурации в виде буквы V обращена вперед к основному двигателю, при этом конфигурация в виде буквы V открыта в последующем направлении для выполнения обычной функции стабилизации пламени.

Форсунка 46 горючего расположена в центре завихрителя 52 и впрыскивает горючее во время работы в форсированном режиме для его сгорания; при этом пламя сгорания распространяется в радиальном направлении наружу вдоль четырех показанных желобов. Пламя сгорания содержится внутри окружающей цилиндрической защитной оболочки 54 сгорания, которая защищает окружающий выхлопной тракт 32 от высокой температуры пламени.

Для большего упрощения форсажной камеры и соответствующего снижения себестоимости защитная оболочка 54, окружающая стабилизатор пламени, предпочтительно оканчивается перед внешним соплом 34 и тем самым ограничивает кольцевую камеру 56 сгорания. Камера сгорания предпочтительно проходит в меньшей части внутри защитной оболочки 54 стабилизатора пламени и в большей части после него внутри выхлопного тракта, определяя его часть, не имеющую защитной оболочки.

Для защиты не имеющей защитной оболочки части выхлопного тракта 32 между защитной оболочкой стабилизатора пламени и выхлопными соплами: обычное теплозащитное покрытие 58 может полностью закрывать внутреннюю поверхность выхлопного тракта 32, по меньшей мере, в его не имеющей защитной оболочки части и также до и после нее. Теплозащитные покрытия являются обычными по составу и имеют обычные рабочие показатели, и обычно выполнены из керамических материалов, улучшающих теплоизоляцию от горячих газов сгорания, образующихся во время работы форсажной камеры в форсированном режиме.

Как вариант для покрытия выхлопного тракта в целях его защиты можно использовать покрытия, имеющие низкий коэффициент излучения; или же можно также использовать обычные тонкие абляционные покрытия для требуемой теплозащиты выхлопного тракта на период его срока службы.

Показанная на Фиг.2 защитная оболочка 54 стабилизатора пламени не только защищает переднюю часть выхлопного тракта, в котором инициируется процесс сгорания во время работы в форсированном режиме, но также может содержать и соответствующее упорядоченное множество отверстий 60 глушения шума. Отверстия 60 проходят радиально через цилиндрическую защитную оболочку 54 и могут быть использованы для глушения шума обычным образом.

Защитная оболочка 54 стабилизатора пламени согласно Фиг.2 предпочтительно отделена радиальным внутренним интервалом от передней части выхлопного тракта 32 и ограничивает в радиальном направлении кольцевой канал или паз 62 между ними.

Выход 24 основного двигателя соосен со стабилизатором 44 пламени, расположенным непосредственно за ним, и служит для выхода основных отработавших газов 28 из двигателя в форсажную камеру. Окружающий вентиляторный перепускной канал 22 соосен с защитной оболочкой 54 стабилизатора пламени и служит для выхода вентиляторного перепускного воздуха 26 вокруг этой защитной оболочки.

Паз 62 вокруг защитной оболочки 54 открыт на переднем конце стабилизатора пламени для поступления в него вентиляторного перепускного воздуха 26 в качестве охлаждающего воздуха для самой защитной оболочки 54. Помимо этого, вентиляторный воздух, направляемый из защитной оболочки 54 стабилизатора пламени, выходит из выходного конца паза 62 в виде пленки охлаждающего газа, который протекает далее по не имеющей защитной оболочки части тракта для обеспечения его охлаждения на внутренней поверхности теплозащитного покрытия 58.

В предпочтительном варианте осуществления согласно Фиг.4 радиальные желоба 50 выполнены заодно целое с центральным завихрителем 52 и с окружающей защитной оболочкой 54 в виде цельного компонента - в целях снижения заводской себестоимости и для дальнейшего упрощения конструкции. Различные секции стабилизатора пламени могут быть первоначально выполнены из плоской листовой металлической пластины и вырезаны или отштампованы согласно их размерам. Листовой металл может быть свернут в кольцевую конфигурацию с получением конструкции стабилизатора пламени и соответствующим образом соединен сваркой или пайкой на нужных линиях соединения.

Завихритель 52 более подробно показан на Фиг.5 и имеет центральное отверстие, в которое входит форсунка 46 горючего. Множество окружающих завихряющих прорезей 64 расположены по окружности с интервалом по периметру завихрителя 52. Завихряющие прорези 64 обращены в направлении вперед к выходу основного двигателя, и в них входят и через них проходят основные отработавшие газы 28, которые завихряются внутри завихрителя 52.

Форсунка 46 горючего может иметь соответствующую простую конфигурацию, содержащую множество расположенных по касательной выходных отверстий для горючего, показанных на Фиг.5, которые впрыскивают горючее 48 касательно в наружном направлении в окружающий завихритель 52 либо в том же направлении вращения с завихряющимся отработавшим газом 28 (не показан), либо в направлении, противоположном этому вращению (не показано). Таким образом, дополнительное горючее 48, вводимое в завихритель 52, хорошо перемешивается с отработавшими газами 28 и создает горючую смесь, затем соответствующим образом зажигаемую; при этом пламя от него распространяется в радиальном направлении наружу по V-образным желобам 50 к периметру стабилизатора пламени внутри окружающей защитной оболочки 54.

Множество обычных штанг 66 распылительного впрыска горючего предпочтительно распределены по окружности вокруг стабилизатора пламени, как показано на Фиг.4, в открытых квадрантах между четырьмя стабилизирующими пламя желобами 50. Распылительные штанги 66 обычно соединены центральной форсункой 46 горючего с соответствующим источником горючего для регулируемой работы форсажной камеры.

Более конкретно, турбореактивный двигатель, схематично показанный на Фиг.1, дополнительно содержит компьютер или контроллер 68, оперативно соединенный с форсункой горючего и с дополнительными распылительными штангами, причем идущие к нему топливопроводы имеют соответствующий регулирующий клапан.

Контроллер 68 управляет всеми действиями двигателя обычным образом и также управляет работой форсажной камеры. Управление осуществляется соответствующими управляющими алгоритмами или средствами программного обеспечения в контроллере.

Таким образом, контроллер 68 может быть определенным образом выполнен с возможностью регулирования потока горючего в форсажную камеру, когда это необходимо для работы двигателя в форсированном режиме и для обеспечения дополнительной тяги для сверхзвукового полета данного воздушного судна.

На рабочие показатели самого турбореактивного двигателя влияют рабочие показатели форсажной камеры. Излишнее давление или противодавление, создаваемые внутри форсажной камеры, могут отрицательно сказываться на рабочих показателях турбореактивного двигателя, что приводит к нежелательному опрокидыванию компрессора в нем.

Соответственно контроллер 68 выполнен с возможностью регулирования потока горючего в форсажную камеру, чтобы соответствовать темпу абляции расходуемого внутреннего сопла 36 при инициации работы форсажной камеры. Поскольку внутреннее сопло 36 создает минимальную первоначальную площадь А8b сечения горловины, поэтому поступление горючего в форсажную камеру должно регулироваться, чтобы соответствовать увеличению выходной площади сечения сопла по мере того, как внутреннее сопло расходуется во время работы.

Путем согласования увеличения площади сечения горловины внутреннего сопла 36 по мере ее расходования во время работы с работой самого турбореактивного двигателя обеспечивается соответствующий запас по опрокидыванию компрессора 14 для доведения до максимума рабочих показателей турбореактивного двигателя во время работы форсажной камеры. Максимальную тягу для движения можно создать с помощью форсажной камеры только после того, как внутреннее сопло 36 будет полностью израсходовано, оставив после себя внешнее сопло 34 с постоянной площадью сечения; и таким образом возможность снижения запаса по опрокидыванию в компрессоре будет по существу устранена.

Соответственно упрощенная форсажная камера 30 может использоваться вместе с обычным в других отношениях турбореактивным двигателем 10 в целях повышения рабочих показателей, включая при необходимости увеличенную тягу для движения. Сам турбореактивный двигатель 10 может работать в его нефорсированном, дозвуковом режиме, создавая тягу за счет истечения газов через внутреннее сопло 36, без впрыска горючего в форсажную камеру 30. Поэтому тяга для движения обеспечивается только обычным истечением основных отработавших газов 28 и вентиляторного перепускного воздуха 26 из турбореактивного двигателя и из неработающей форсажной камеры. Внутреннее сопло 36 обеспечивает оптимальные рабочие показатели двигателя в этом режиме работы.

Турбореактивный двигатель 10 может при этом работать в форсированном режиме работы с вспрыскиванием дополнительного горючего в форсажную камеру 30, с его сгоранием в ней для создания дополнительной тяги для сверхзвукового полета данного воздушного судна. Сгорание в форсажной камере 30 в свою очередь зажигает и сжигает сгораемое внутреннее сопло 36, которое при этом подвергается абляции или расходуется. При этом проступает внешнее сопло 34 более крупной площади сечения, которое имеет достаточную площадь сечения для истечения дополнительного потока отработавших газов и для создаваемой при этом дополнительной тяги.

Абляция внутреннего сопла 36 может произойти в течение нескольких секунд при включении форсажной камеры в работу. Соответствующий темп нарастания подачи горючего в форсунку и в распылительные штанги в форсажной камере можно надлежащим образом регулировать, чтобы соответствовать быстрому темпу расходования внутреннего сопла 36 и чтобы предотвратить ухудшение рабочих показателей самого турбореактивного двигателя.

Внутреннее сопло 36 можно выполнить из разных абляционных материалов в зависимости от характера задания и продолжительности работы данного воздушного судна, включая крылатые ракеты, радиоуправляемые летательные аппараты или другие применения, причем как военные, так и гражданские. Если в нефорсированном режиме работа двигателя предполагается относительно длительной, то абляционный материал внутреннего сопла 36 может быть сконфигурирован соответствующим образом, либо он может содержать соответствующее защитное покрытие или защитную оболочку для предотвращения его эрозии, пока не введена в работу форсажная камера.

Для многократного, но ограниченного использования форсажного турбореактивного двигателя двигатель можно соответствующим образом восстановить или отремонтировать с заменой отработавшего внутреннего сопла 36 на дополнительный материал, соответствующим образом сформированный или сформованный на месте.

В противоположность обычному имеющему высокие рабочие показатели военному самолету с сочлененным регулируемым выхлопным соплом для неоднократного перехода от дозвукового режима к сверхзвуковому, двигатель согласно Фиг.1 выполнен для исполнения только одного задания и для только одного перехода в сверхзвуковой режим. Дозвуковая работа двигателя после абляции внутреннего сопла 36 значительно ухудшится в виду существенно более крупного внешнего сопла 34, выполненного для сверхзвуковой работы, но это обстоятельство не относится к одноразовому применению.

Тем не менее, форсированный двигатель согласно Фиг.1 имеет относительно простую конструкцию, меньшее количество деталей форсажной камеры, при этом форсажная камера не имеет подвижных деталей в своем выхлопном сопле. Двигатель может эффективно работать с переходом из нефорсированного режима в форсированный для достижения сверхзвуковых полетных скоростей при одноразовом использовании.

Несмотря на то, что здесь изложены те варианты осуществления изобретения, которые сочтены предпочтительными и приведены в качестве примера, специалистам в данной области техники будут очевидны и другие его модификации, вытекающие из его раскрытия; и поэтому подразумевается, что все эти модификации включены в прилагаемую формулу изобретения как охватываемые его идеей и объемом.

Соответственно патентная охрана испрашивается для изобретения, определенного в приводимой ниже формуле изобретения.

ФОРМУЛА ИЗОБРЕТЕНИЯ

1. Форсажная камера газотурбинного двигателя, содержащая выходной тракт, имеющий на своем заднем конце внешнее сопло неизменной площади сечения, стабилизатор пламени, установленный внутри переднего конца тракта, и форсунку горючего, расположенную в стабилизаторе пламени для впрыска горючего в него, отличающаяся тем, что она содержит абляционное внутреннее сопло, являющееся защитной оболочкой внешнего сопла и содержащее горючий материал для его управляемого горения при работе форсажной камеры сгорания.

2. Форсажная камера по п.1, отличающаяся тем, что стабилизатор пламени содержит множество стабилизирующих пламя желобов, проходящих в радиальном направлении наружу от центрального завихрителя к окружающей защитной оболочке.

3. Форсажная камера по п.2, отличающаяся тем, что защитная оболочка оканчивается перед внешним соплом и ограничивает камеру сгорания, проходящую внутри защитной оболочки и дальше нее внутри выходного тракта, для образования его части, не имеющей защитной оболочки.

4. Форсажная камера по п.3, отличающаяся тем, что не имеющая защитной оболочки часть тракта покрыта внутри теплозащитным покрытием.

5. Форсажная камера по п.1, отличающаяся тем, что внешнее сопло имеет осевой контур, сужающийся назад к внешней горловине минимальной площади сечения потока и расширяющийся назад к выходу сопла на заднем конце внешнего сопла, а внутреннее сопло имеет осевой контур, сужающийся назад к внутренней горловине, меньшей, чем внешняя горловина, и расширяющийся назад к выходу сопла.

6. Форсажная камера по п.5, отличающаяся тем, что защитная оболочка стабилизатора пламени имеет упорядоченное расположение выполненных в ней отверстий глушения шума.

7. Форсажная камера по п.6, отличающаяся тем, что защитная оболочка стабилизатора пламени отделена внутри интервалом от тракта и образует паз, по которому направляется охлаждающий воздух для охлаждения защитной оболочки и для пленочного охлаждения не имеющей защитной оболочки части тракта после нее.

8. Форсажная камера по п.7, отличающаяся тем, что центральный завихритель имеет центральное отверстие, в которое входит форсунка горючего, и множество окружающих пазов для завихрения через них отработавших газов двигателя.

9. Форсажная камера по п.8, отличающаяся тем, что она дополнительно содержит множество штанг распылительного впрыска горючего, распределенных между желобами стабилизатора пламени.

www.freepatent.ru

Двигатель турбореактивный с форсажной - Энциклопедия по машиностроению XXL

Турбореактивный двигатель с форсажной камерой Атар 9К-50 выполнен по простой одновальной схеме и развивает на взлетном режиме с форсажем тягу 70,6 кН, без форсажа — тягу 49 кН. Двигатель имеет степень повышения давления ii =6,5 и температуру газа перед турбиной Г =1223 К, удельная масса двигателя =0,0225 кг/Н.  [c.94]

Турбореактивные двигатели, используемые в высокоскоростной пилотируемой и беспилотной авиации, при работе на форсажных режимах обеспечивают существенное возрастание тяги, а значит, и тяговой мощности при увеличении скорости полета до больших сверхзвуковых значений. Однако турбореактивные двигатели в области дозвуковых скоростей полета уступают по тяговым характеристикам и, главное, в экономичности другим типам ТД. Указанное обстоятельство обусловлено самим принципом работы двигателя, связанным с относительно большими потерями скоростной энергии и тепла с выхлопной струей на малых числах М полета.  [c.236]

В турбореактивных двигателях для сверхзвуковых самолетов с целью преодоления звукового барьера и полета самолета со сверхзвуковой скоростью, а также для сокращения дистанции взлета, времени разгона и набора высоты требуется весьма существенное увеличение тяги двигателя (до 45—60 % на взлете и до 130. .. 170 % при Мп = 2,0). Эта цель достигается благодаря применению на двигателе специального устройства — форсажной камеры.  [c.444]

На рис. 9.2 представлена принципиальная схема форсажной камеры, типичной для большинства турбореактивных двигателей. Основными элементами форсажной камеры являются диффузор 1, система смесеобразования, включающая в себя коллекторы с форсунками 2, стабилизаторы пламени 3 и жаровую трубу 4 с теплозащитным и антивибрационным экранами 5 и 6. На выходе из жаровой трубы устанавливается регулируемое сопло 7 с механизм л управления 8.  [c.444]

Воздух, сжимаемый компрессором, поступает в камеры, куда впрыскивается и где сгорает горючее, или в ядерный реактор. Энтальпия газового потока возрастает. Сжатые и горячие газы приводят во вращение рабочее колесо турбины, отдавая ему часть своей энергии температура и давление при этом уменьшаются. Газы, отработавшие в турбине, вытекают из выходного сопла со скоростью, превышающей скорость набегающего потока, и действуют на двигатель с некоторой силой реакции. ТРД работает за счет энергии, выделяющейся в камерах сгорания или в реакторе. Если прекратить подогрев газов, то энергия, отдаваемая газами в турбине, окажется меньше энергии, потребляемой воздухом при сжатии в компрессоре, и вращение ротора турбокомпрессора прекратится. С увеличением степени поджатия газов в компрессоре и с ростом температуры газов, выходящих из камер сгорания или реактора, тяга турбореактивных двигателей увеличивается. Однако температура газов на входе в турбину ограничена жаростойкостью ее направляющих и рабочих лопаток. При сверхзвуковых скоростях полета температура газов, выходящих из компрессора, становится большой, а возможный подогрев газов в камерах сгорания — малым. Поэтому турбореактивные двигатели пригодны только при скоростях полета, превышающих скорость звука не более чем в 3 раза (см. фиг. 11). Для увеличения области применения турбореактивных двигателей они снабжаются форсажными камерами для дожигания горючего в газах, прошедших через турбину (фиг. 4,6 и фиг. 144, см. стр. 244). Турбореактивные двигатели с форсажными камерами пригодны для скоростей, превышающих скорость звука не более чем в Зч-4 раза  [c.12]

Первый путь осваивается на протяжении длительного времени развития авиационного двигателестроения, и по мере достижения определенных результатов реализуется в инженерной практике. Второй путь с конструктивной точки зрения значительно усложняет конструкцию турбины, что ведет к удорожанию самого двигателя. Одним из вариантов реализации третьего пути является применение ТРД с форсажной камерой. Такая камера в настояш ее время является обязательным добавлением почти ко всякому мош ному турбореактивному двигателю, установленному на любом высокоскоростном военном самолете.  [c.472]

Рассматриваемый ударно-разведывательный самолет планировалось построить по аэродинамической схеме "утка" с управляемым передним горизонтальным оперением. Силовая установка должна была состоять из 4 турбореактивных двигателей с форсажным режимом, расположенных под крылом попарно в двух разнесенных мотогондолах. Воздухозаборники двигателей каждой мо-  [c.25]

ГЛИ от орбитального корабля Буран при полном соответствии массовых, центровочных и инерционных характеристик, в том числе и органов аэродинамического управления, заключались в установке четырех турбореактивных двигателей АЛ-31 конструкции ОКБ имени Люльки с суммарной тягой в 40 тонн (два боковых двигателя были оснащены форсажными камерами) и удлиненной передней стойки шасси, обеспечившей заданный стояночный угол.  [c.472]

Пример 10. Форсажная камера турбореактивного двигателя представляет собой установленную за турбиной цилиндрическую трубу с соплом регулируемого сечения на выходе. В камере происходит горение дополнительно впрыскиваемого топлива, вследствие чего повышается температура газа. Пусть параметры потока газа па входе в камеру р = 1,94-10 Н/м , Г =880 К, А,] = 0,4. Эти величины должны сохраняться постоянными независимо от величины подогрева газа, иначе будет изменен режим работы турбины и компрессора.  [c.250]

Транспортные ГТУ широко применяются в качестве главных и форсажных двигателей самолетов (турбореактивных и турбовинтовых) и судов морского флота. Это связано с возможностью получения рекордных показателей по удельной мощности и габаритным размерам по сравнению с другими типами двигателей, несмотря на несколько завышенные расходы топлива. Газовые турбины весьма перспективны как двигатели локомотивов, где их незначительные габариты и отсутствие потребности в питательной воде являются особенно ценными. Транспортные ГТУ работают в широком диапазоне нагрузок и пригодны для кратковременных форсировок.  [c.200]

Камеры [сгорания ((мусоросжигательных печей G 5/24-5/28 для получения продуктов сгорания высокого давления или высокой скорости R) F 23 (пульсирующие в воздушно-реактивных двигателях К 7/02-7/04 в ракетно-двигательных установках КЗ/11, 9/34, 9/62-9/66 в роторных ДВС В 55/14) F 02 на тепловозах и моторных вагонах В 61 С 5/02 в устройствах для сжигания топлива (твердого В 1/30-1/38, С 3/00 детали или элементы конструкции М удаление продуктов сгорания и остатков J 1/00) F 23) сушильные (стационарные для сушки твердых предметов или материалов 9/06-9/08 в сушильных устройствах 25/06-25/18) F 26 В форсажные турбореактивных двигателей для подогрева рабочего тела F 02 К 3/10, 3/11] Камни (В 28 D (машины для их обработки обработка охлаждением 7/02) В 24 (пескоструйная обработка С 1/04 шлифование В 7/22, 9/06) футеровочные для камер сгорания F 23 М 5/02)  [c.90]

В более тяжелых условиях работают некоторые детали прямоточных — воздушно-реактивных и ракетных двигателей, а также некоторые элементы конструкций турбореактивной турбины и форсажной камеры (лопатки турбин, хвостовые юбки, заслонки форсунок, сопла ракетных двигателей поверхности управления в ракетах с твердым топливом). Для изготовления этих деталей, работающих при температурах до 1370° С, можно использовать молибден и ниобий и их сплавы, но при более высоких температурах пригодны лишь тантал и вольфрам. Для работы нри температурах выше 1370° С наибольший интерес представляют снлавы тантала, которые имеют сравнительно высокую пластичность при таких температурах, а по жаропрочности почти не уступают вольфраму. К сожалению, тантал очень мало распространен в природе.  [c.479]

При этом в камерах турбореактивных двигателей сжигают керосин, а в форсажной камере комбинированных двигателей с целью сокращения ассортимента применяемых нефтепродуктов, приходится использовать дизельное топливо.  [c.204]

Температура сгорания в форсажной камере получается ниже, чем в камерах сгорания турбореактивных двигателей. Это объясняется тем, что в форсажную камеру поступает не воздух, а выпускные газы, содержащие в своем составе значительно меньше кислорода и соответственно больше балласта, т. е. негорючих газов СОг, N2, Н2О. Поэтому при сгорании топлива в среде выпускных газов даже при использовании всего имеющегося кислорода Лф =1) теоретически максимальная температура в камере не будет превышать 1450—1600°С (перед камерой а = 2-т-2,6).  [c.210]

Для современных двигателей и двигателей ближайшего будущего температура газа перед турбиной имеет тенденцию к возрастанию. Возрастает и температура воздуха на выходе из компрессора в связи с увеличением степени повышения давления. В ближайшее время температура воздуха на выходе из компрессора будет порядка 1000 К и более, т. е. такой, какой была на заре развития турбореактивных двигателей температура газов перед турбиной. Вследствие этого особенно остро встает вопрос о защите подшипниковых узлов от проникновения к ним теплового потока, передаваемого благодаря теплопроводности, например, от диска в вал и далее к подшипнику либо теплоизлучением от дисков, деталей камеры сгорания, соплового аппарата, сопла или форсажной камеры. Для уменьшения теплового потока, поступающего от нагретых элементов двигателя, существует ряд конструкторских решений. Так, например, корпус опор покрывают теплоизоляцией, а для снижения теплового потока от вала к подшипнику последний устанавливают на вал через промежуточную втулку, на внутренней либо наружной поверхности которой выполняются кольцевые или продольные пазы для уменьшения площади соприкосновения ее с более нагретым валом или корпусом.  [c.199]

В соответствии с ГОСТ 23851—79, введенным в процессе издания книги, обозначение турбореактивных двухконтурных двигателей — ТРДД, с форсажной камерой — ТРДДФ.  [c.4]

Турбореактивный двигатель с форсажной камерой отличается от ТРД наличием форсажной камеры, в которой происходит дополнительное сжигание топлива за турбиной. ТРДФ применяются, если скорости полета соответствуют числам Мп = 3 3,5.  [c.257]

В дальнейшем советскими авиаконструкторами были созданы многие отечественные газотурбинные двигатели, которые по конструктивному совершенству и основным показателям не имели себе равных среди зарубежных двигателей своего времени. Достаточно указать, что двухвальный турбореактивный двигатель Р11Ф-300 с форсажной камерой, разработанный под руководством акад. С. К. Туманского, имел наименьшую удельную массу среди всех известных двигателей этого типа и обеспечил превосходные летные качества широко известным сверхзвуковыхМ истребителям МиГ-21. Турбовинтовые двигатели НК-12, созданные коллективом, руководимым акад. Н. Д. Кузнецовым, устанавливаемые на самолетах Ту-114 и Ан-22 Антей , до сих пор являются самыми мощными ТВД в мире. Турбовинтовые двигатели АИ-20 конструкции А. Г. Ивченко, устанавливаемые на пассажирских самолетах Ил-18 и Ан-10 и транспортных самолетах Ан-12, не имели равных себе по надежности.  [c.7]

Турбореактивные двигатели (ТРД) и турбореактивные двигатели с форсажной камерой (ТРДФ) в прошлом имели наиболее широкое применение, что было обусловлено относительной простотой их конструкции и малой удельной массой. ТРД состоит из компрессора, камеры сгорания, турбины и выходного сопла. Воздух получает предварительное повышение давления в воздухозаборнике (от скоростного напора), а затем его давление повышается в компрессоре. Этим обеспечиваются благоприятные условия для процесса сгорания и эффективное использование тепла. Процесс сгорания осуществляется при почти постоянном давлении, а допустимая температура газа на входе в турбину определяется жаропрочностью материалов турбины и эффективностью ее охлаждения. Увеличение степени повышения давления воздуха в компрессоре Як и температуры газов перед турбиной Гг является характерной чертой в развитии большинства типов ГТД. Это объясняется поло-  [c.11]

Двухконтурные турбореактивные двигатели с форсажной камерой (ДТРДФ) обладают по сравнению с ТРДФ лучшей эконо-  [c.13]

На военных самолетах (истребителях и бомбардировщ,иках) первых послевоенных лет применялись в основном турбореактивные двигатели (ТРД). Позже на военных самолетах стали применяться турбореактивные двигатели с форсажной камерой (ТРДФ). Вместе с совершенствованием аэродинамики самолетов это позволило вначале достигнуть звуковых, а затем и высоких сверхзвуковых скоростей полета.  [c.3]

Турбореактивный двигатель с форсажной камерой J79 фирмы Дженерал электрик создан в конце 50-х годов, однако некоторые модификации его серийно производятся до настоящего времени и используются в основном на различных вариантах широко распространенного двухдвигательного истребителя Фантом F-4. Несмотря на то что ТРДФ J79 существует более 25 лет, достаточно перспективные параметры рабочего процесса, конструктивные решения, заложенные в двигатель, и постоянная модернизация сделали его массовым современным двигателем. За это время выпущено свыше 16 600 этих двигателей и имеются новые заказы на их производство.  [c.92]

В начале 60-х годов в ходе англо-французских переговоров по созданию сверхзвукового пассажирского самолета (СПС) было признано, что оптимальная силовая установка СПС должна состоять из регулируемого воздухозаборника, двухвального турбореактивного двигателя с форсажной камерой, используемой для взлета и трансзвукового разгона, и выхлопной системы с реверсивным устройством. Двигатели для СПС Конкорд являются развитием двигателей семейства Олимп (см. рис. 18), разработанного для английского сверхзвукового тактического истребителя — разведывательного самолета TSR-2. На основе этого военного двигателя фирмами Роллс-Ройс и SNE MA был создан двигатель для гражданской авиации — ТРДФ Олимп 593. Первые двигатели Олимп представляли собой исходный военный двигатель, к компрессору которого была добавлена дополнительная, нулевая ступень. Впоследствии при длительной доводке двигателя в его первоначальную конструкцию были внесены многочисленные изменения.  [c.136]

ТРДФ — турбореактивный двигатель с дожиганием дополнительного топлива За турбиной, или турбореактивный двигатель с форсажной камерой.  [c.21]

На современных маневренных сверхзвуковых самолетах применяются два основных типа газотурбинных двигателей — одноконтурные и двухконтурные, как правило, снабженные форсажными камерами. Одноконтурные турбореактивные двигатели с форсажными камерами сокращенно называют ТРДФ, а двухконтурные— ДТРДФ, те же типы двигателей без форсажных камер называются соответственно ТРД и ДТРД.  [c.31]

У—турбореактивные двигатели (ТРД) 2—турбореактивные двигатели с форсажной камерой (ТРДФ) . —прямоточные воздушно-реактивные двигатели  [c.413]

Двигатель РД36-41 разрабатывался силами ОКБ-36 на базе двигателя ВД-19 и являлся одноконтурным одновальным турбореактивным двигателем с форсажной камерой. Он предназначался для полетов на крейсерской скорости 3000 км/ч. Для увеличения расхода воздуха первая сверхзвуковая ступень компрессора ВД-19 была заменена двумя ступенями, а турбина получила, охлаждаемы рабочие лопатки, что позволило увеличить температуру газа перед турбиной до 950 К. Двигатель обеспечивал тягу у земли на режиме полного форсажа 17000 кгс.  [c.32]

По аэродинамической компоновке Регулус II представлял собой самолет- утку со стреловидным крылом малого удлинения. При стартовом весе 10,4 тонны максимальная дальность полета составляла 1600 километров (с подкрыльными баками), а максимальная скорость — 1920 км/ч. Практический потолок у самолета-снаряда Регулус II достигал только 15-18 километров, что при уже существовавших средствах ПВО делало его уязвимым. Снаряд имел автономную систему управления и был снабжен одним маршевым турбореактивным двигателем J-79 с форсажной камерой. Для старта использовался твердотопливный ускоритель тягой 52160 килограммов и временем работы 4 секунды.  [c.83]

Газотурбинные установки широко применяются в различных отраслях народного хозяйства. Газовые турбины являются основным агрегатом современных авиационных турбореактивных двигателей, используются в энергетических системах для покрытия максимальных нагрузок (они быстро запускаются и набирают нагрузку), в приводах нагнетателей на компрессорных станциях магистральных газо- и нефтепроводов, работают в качестве главных и форсажных двигателей на судах морского флота. Газотурбинные установки весьма перспективны на железнодорожном транспорте, где их малые размеры и маневренность создают большие преимущества. Особое место занимают они в технологических схемах многих химических и металлургических производств (энерготех-НО ЛОГИческие установки), где применяются в приводах различного рода нагнетателей с использованием как рабочего тела продуктов или отходов самих производств.  [c.117]

Двухконтурные турбореактивные двигатели с передним расположением вентилятора получили наибольшее распространение в военной и гражданской авиации. Степень двухконтурности таких двигателей изменяется в широких пределах, что позволяет применять эту схему для силовых установок различного назначения. Схема двигателя с передним расположением вентилятора позволяет конструировать двигатели в бесфорсажном и форсажном вариантах с раздельным истечением и со смешением потоков.  [c.17]

Двигатель J79 (рис. 48) является одновальным турбореактивным двигателем, развивающим (вариант J79-GE-17) на взлетном режиме с форсажем тягу 79,7 кН, без форсажа — 52,8 кН. Он имеет высокую для однокаскадного компрессора степень повышения давления тг =13,5 и температуру газа перед турбиной Г = 1311 К. Удельная масса двигателя на форсаже л 0,0219 кг/Н. Он имеет семнадцатиступенчатый осевой компрессор, у которого ВНА и направляющие аппараты первых шести ступеней поворотные. Камера сгорания трубчато-кольцевого типа с десятью жаровыми трубами. У трехступенчатой турбины сопловой аппарат первой ступени охлаждаемый. За форсажной камерой двигателя установлено сверхзвуковое регулируемое - реактивное сопло эжекторного типа.  [c.92]

Однако, несмотря на ряд преимуществ, нишевые и аэродинамические стабилизаторы не получили распространения в форсажных камерах турбореактивных двигателей вследствие сложности организации охлаждения нишевых стабилизаторов и понижения экономичности двигателя в связи с необходимостью отбора воздуха за компрессором для питания аэродинамической стабилизации пламени.  [c.453]

Силовая установка самолета состоит из двух двухконтурных турбореактивных двигателей (ТРДД) ТР ЗО-Р-412 фирмы Пратт-Уитни с тягой по 93 кН. Удельный расход топлива на форсажном режиме равен  [c.71]

mash-xxl.info

Комбинированный атомный форсажный авиационный двигатель

Изобретение относится к авиадвигателестроению. Комбинированный атомный авиационный двигатель содержит двухкаскадный газотурбинный двигатель с внутренним и внешним валами и компрессорами низкого и высокого давления, камерой сгорания, к которой подведен топливный трубопровод от топливного насоса, турбиной и реактивным соплом. За турбиной на внутреннем валу двигателя установлен двигатель Стирлинга, который содержит, по меньшей мере, один рабочий цилиндр, установленный за турбиной по потоку и, по меньшей мере, один расширительный цилиндр, установленный за рабочим цилиндром по потоку. Перед рабочим цилиндром установлен теплообменник, соединенный трубопроводами рециркуляции с ядерным реактором. Каждый расширительный цилиндр имеет кожух, образующий с этим цилиндром охлаждающую полость, вход в охлаждающую полость соединен с выходом воздухоподводящего патрубка, вход которого соединен через регулятор расхода с полостью между компрессорами низкого и высокого давлений. Выход из охлаждающей полости соединен с полостью внутри реактивного сопла. Внутри реактивного сопла установлен форсажный теплообменник, соединенный трубопроводами рециркуляции, в одном из которых установлен насос рециркуляции с форсажным теплообменником. Изобретение направлено на повышение кпд. 1 з.п. ф-лы, 3 ил.

 

Изобретение относится к авиадвигателестроению.

Известен авиационный комбинированный двигатель по заявке РФ на изобретение №2002115896, содержащий ГТД и ракетный двигатель.

Недостаток - очень большой расход топлива, потребляемый ракетным двигателем.

Известен авиационный ГТД по патенту РФ №2211935, прототип, содержащий компрессор, камеру сгорания, турбину и реактивное сопло.

Недостаток - низкий кпд и, как следствие, большой удельный расход топлива.

Задача создания изобретения - значительное повышение кпд двигателя.

Решение указанной задачи достигнуто в комбинированном атомном авиационном двигателе, содержащем двухкаскадный газотурбинный двигатель с внутренним и внешним валами и компрессорами низкого и высокого давлений, камерой сгорания, к которой подведен топливный трубопровод от топливного насоса, турбиной и реактивным соплом, тем, что за турбиной на внутреннем валу двигателя установлен двигатель Стирлинга, который содержит, по меньшей мере, один рабочий цилиндр, установленный за турбиной по потоку и, по меньшей мере, один расширительный цилиндр, установленный за рабочим цилиндром по потоку, при этом перед рабочим цилиндром установлен теплообменник, соединенный трубопроводами рециркуляции с ядерным реактором, каждый расширительный цилиндр имеет кожух, образующий с этим цилиндром охлаждающую полость, вход в охлаждающую полость соединен с выходом воздухоподводящего патрубка, вход которого соединен через регулятор расхода с полостью между компрессорами низкого и высокого давлений, выход из охлаждающей полости соединен с полостью внутри реактивного сопла, внутри реактивного сопла установлен форсажный теплообменник, соединенный трубопроводами рециркуляции, в одном из которых установлен насос рециркуляции с форсажным теплообменником. Все расширительные цилиндры частично или полностью установлены внутри обтекателя реактивного сопла.

Предложенное техническое решение обладает новизной, изобретательским уровнем и промышленной применимостью, что подтверждается проведенными патентными исследованиями. Для реализации изобретения достаточно применения известных узлов и деталей, ранее разработанных и реализованных в конструкции газотурбинных двигателей и в машиностроении.

Сущность изобретения поясняется на фиг.1…3,

где на фиг.1 приведена схема авиационного двигателя,

на фиг.2 приведена схема двигателя Стирлинга,

на фиг.3 приведен разрез А-А.

Газотурбинный двигатель (ГТД) 1 выполнен двухвальным и содержит внутренний вал 2 и внешний вал 3, компрессор 4, состоящий, в свою очередь, из первого и второго каскадов компрессора 5 и 6 соответственно, далее расположены камера сгорания 7, турбина 8, содержащая, в свою очередь, сопловой аппарат 9 и рабочее колесо 10. Валы 2 и 3 установлены на опорах 11. Газотурбинный двигатель 1 содержит систему топливоподачи с топливным насосом 12 и приводом топливного насоса 13, топливный трубопровод 14, кольцевой коллектор 44, к которому подключен топливный трубопровод 14 и далее камера сгорания 7. Далее по потоку установлено реактивное сопло 15 с обтекателем конической формы 16 внутри него, закрепленным ребрами 17 (см. фиг.1).

Отличительной особенностью силовой установки является наличие двигателя Стирлинга 18 за турбиной 8, т.е. за ее рабочим колесом 10.

Двигатель Стирлинга 18 состоит из двух частей: группы рабочих цилиндров 19 и группы расширительных цилиндров 20, которые соединены трубопроводами 21. Группу расширительных цилиндров 20 предпочтительно установить вне газового тракта ГТД, например, полностью или частично в обтекателе 16.

На фиг.2 и 3 приведена схема одного из вариантов исполнения двигателя Стирлинга 18, который содержит группу рабочих цилиндров 19, имеющих оребрение 22 с установленным внутри каждого из них в полости «Б» рабочим поршнем 23, который шатуном 24 соединен с валом 2 двигателя, и группу расширительных цилиндров 20 с установленным внутри каждого из них в полости «В» вытеснительным поршнем 25. Каждый расширительный цилиндр 20 оборудован снаружи кожухом 26, образующим полость «Г» для охлаждения расширительного цилиндра 20. Вытеснительный поршень 25 соединен шатуном 27 с валом 2 двигателя. Трубопровод 21 соединяет полости «Б» и «В» для перетекания рабочего тела из рабочего цилиндра 19 в расширительный цилиндр 20. К полости «Г» подсоединены выходы воздухоподводящих патрубков 28, а выхлопные трубопроводы 29 соединяют полость «Г» с внутренней полостью «Д» реактивного сопла 15 (фиг.1). Входы воздухозаборных патрубков 28 через регулятор расхода 29, имеющий привод 30, соединены с полостью компрессора 4.

Перед рабочим цилиндром 19 (рабочими цилиндрами 19) установлен теплообменник 31, который трубопроводами рециркуляции 32 и 33, в одном из которых установлен насос рециркуляции 34, соединен с ядерным реактором 35. Внутри реактивного сопла установлен форсажный теплообменник 36, который трубопроводами рециркуляции 37 и 38, в одном из которых установлен насос рециркуляции 39, соединен с ядерным реактором 35.

Авиационный двигатель оборудован блоком управления 40 и датчиками частоты вращения внутреннего и внешнего валов 41 и 42 соответственно. С блоком управления 40 электрическими связями 43 соединены датчики частоты вращения 41 и 42 и приводы 13 и 30.

При работе при помощи стартера (на фиг.1…3 не показан) запускается ГТД 1, при этом включается привод насоса 13, топливный насос 12 подает топливо по топливному трубопроводу 14 в кольцевой коллектор 15 и далее в камеру сгорания 7.

Топливо воспламеняется при помощи электрозапальника (не показан). Выхлопные газы проходят через турбину 8. Рабочее колесо турбины 9 с внешним валом 3 газотурбинного двигателя 1 раскручивается, т.е. ГТД 1 запускается.

Двигатель Стирлинга 18 запускается значительно позже из-за его инерционности. Шатуны 24 и 27 и поршни 23 и 25 двигателя Стирлинга приводятся в действие при помощи внутреннего вала 2 газотурбинного двигателя 1 от компрессора первого каскада 4, который раскручивается в режиме авторотации воздухом, проходящим через него. Механизм преобразования вращательного движения в возвратно-поступательное (этот механизм на фиг.1-3 детально не показан, но он может быть выполнен в виде коленчатого вала с шатунами) преобразует вращательное движение внутреннего вала 2 в возвратно-поступательное движение поршней 23 и 26 двигателя Стирлинга 18. Выхлопные газы нагревают через оребрение 22 рабочее тело внутри рабочих цилиндров 19. Для работы двигателя Стирлинга достаточно иметь разницу температур на двух группах цилиндров 19 и 20. Первоначально двигатель Стирлинга работает принудительно и не выдает мощность, а наоборот, ее потребляет. Примерно через 5…10 мин по мере прогрева рабочего тела внутри рабочих цилиндров 19 двигателя Стирлинга он выходит на расчетный режим работы. Медленный выход двигателя Стирлинга на расчетный режим работы является одним из его недостатков, но высокий кпд, надежность и хорошие экологические свойства в сочетании с ГТД, имеющим хорошие характеристики запуска, делает предложенный двигатель чрезвычайно интересным по всем показателям одновременно, т.к. позволит частично утилизировать тепло в реактивном сопле и применить вместо четырех-пяти ступеней турбины только одну ступень.

После выхода на режим газотурбинной части авиационного двигателя запускают ядерный реактор 35, включают насос теплоносителя 34 и теплоноситель по трубопроводу рециркуляции 33 подается в теплообменник 31, где подогревает продукты сгорания на входе в двигатель Стирлинга 18. Мощность двигателя увеличивается примерно в 2 раза, также возрастает его экономичность за счет увеличения температуры, при которой подводится тепло в цикле.

Второй особенностью комбинированного атомного авиационного двигателя является наличие его системы регулирования при помощи регулятора расхода. Регулирование расхода теплоносителя, подаваемого в теплообменник 31, недостаточно эффективно и приводит к ухудшению экомичности двигателя в целом из-за подвода тепла при относительно низком давлении и низкой эффективности расширительных цилиндров 20, в которые поступает небольшой расход воздуха, имеющий достатачно высокую температуру. Регулятором расхода 29 можно увеличить расход охлаждающего воздуха, поступающего на охлаждение расширительных цилиндров 20. Регулирование режима работы двигателя Стирлинга необходимо для того, чтобы обеспечить его работу вместе с первым каскадом компрессора в режиме оптимальных кпд (на расчетном режиме). Это необходимо потому, что в отличие от стационарных газотурбинных установок авиационные двигатели эксплуатируются в широком диапазоне температур окружающего воздуха (от +40 до -76°С) и при давлении от 1 кгс/см2 практически до вакуума на высоте полета от 10000 до 25000 м.

Двигатель может работать в четырех режимах:

- ядерный реактор не работает, топливная система работает;

- работает только ядерный реактор,

- работают ядерный реактор и топливная система одновременно,

- работают ядерный реактор, топливная система и форсажный теплообменник 36.

В результате использования утилизации тепла выхлопных газов в двигателе Стирлинга кпд авиационного двигателя возрастает примерно на 10…17%. Применение изобретения позволило:

1) получить значительную силу тяги на форсажном режиме;

2) значительно повысить мощность и кпд авиационного двигателя за счет использования для получения энергии на валу нагрузки кроме ГТД двигателя Стирлинга и ядерного реактора;

3) согласовать работу ГТД и двигателя Стирлинга, имеющих разную инерционность, за счет применения двухкаскадного двухвального ГТД;

4) обеспечить регулирование режима работы двигателя Стирлинга;

5) повысить надежность двигателя за счет его работы в трех режимах, в зависимости от использования ядерного реактора и топливной системы;

6) облегчить запуск комбинированного авиационного двигателя за счет применения двухвальной схемы и запуска только второго каскада;

7) уменьшить количество ступеней турбины за счет того, что их функцию берет на себя в основном двигатель Стирлинга;

8) снизить эмиссию токсичных веществ в атмосферу за счет того, что двигатель Стирлинга имеет значительно лучшие экологические показатели по сравнению с другими типами двигателей;

9) снизить стоимость авиационного двигателя за счет уменьшения количества дорогостоящих ступеней турбины, лопатки и диски которых выполняются из жаропрочных сплавов, и упрощения схемы охлаждения турбины;

10) уменьшить вес авиационного двигателя, что особенно важно в авиации;

11) повысить надежность авиационного двигателя за счет отказа от нескольких ступеней турбины, рабочие лопатки которых являются самыми нагруженными деталями двигателя, ограничивающими его ресурс и в первую очередь влияющие на надежность двигателя, самолета и безопасность авиаперевозок.

1. Комбинированный атомный авиационный двигатель, содержащий двухкаскадный газотурбинный двигатель с внутренним и внешним валами и компрессорами низкого и высокого давления, камерой сгорания, к которой подведен топливный трубопровод от топливного насоса, турбиной и реактивным соплом, отличающийся тем, что за турбиной на внутреннем валу двигателя установлен двигатель Стирлинга, который содержит, по меньшей мере один рабочий цилиндр, установленный за турбиной по потоку и, по меньшей мере, один расширительный цилиндр, установленный за рабочим цилиндром по потоку, при этом перед рабочим цилиндром установлен теплообменник, соединенный трубопроводами рециркуляции с ядерным реактором, каждый расширительный цилиндр имеет кожух, образующий с этим цилиндром охлаждающую полость, вход в охлаждающую полость соединен с выходом воздухоподводящего патрубка, вход которого соединен через регулятор расхода с полостью между компрессорами низкого и высокого давлений, выход из охлаждающей полости соединен с полостью внутри реактивного сопла, внутри реактивного сопла установлен форсажный теплообменник, соединенный трубопроводами рециркуляции, в одном из которых установлен насос рециркуляции с форсажным теплообменником.

2. Комбинированный атомный авиационный двигатель по п.1, отличающийся тем, что все расширительные цилиндры частично или полностью установлены внутри обтекателя реактивного сопла.

www.findpatent.ru

Комбинированный атомный форсажный авиационный двигатель

Комбинированный атомный форсажный авиационный двигатель содержит газотурбинный двигатель с компрессором, камерой сгорания, к которой подведен топливный трубопровод от топливного насоса, турбиной и реактивным соплом. За турбиной на валу двигателя установлен двигатель Стирлинга, который содержит, по меньшей мере, один рабочий цилиндр, установленный за турбиной по потоку, и, по меньшей мере, один расширительный цилиндр, установленный за рабочим цилиндром по потоку. Каждый расширительный цилиндр имеет кожух, образующий с этим цилиндром охлаждающую полость. Вход в охлаждающую полость соединен с выходом воздухоподводящего патрубка, вход которого соединен с полостью компрессора. Выход из охлаждающей полости соединен с полостью внутри реактивного сопла. Во втором контуре установлен охлаждающий теплообменник. Перед двигателем Стирлинга и во втором контуре после охлаждающего теплообменника установлены нагревающие теплообменники, соединенные с ядерным реактором. Все расширительные цилиндры частично или полностью установлены внутри обтекателя реактивного сопла. Изобретение направлено на повышение КПД авиационного двигателя при снижении его веса, стоимости и повышение надежности. 3 ил.

 

Изобретение относится к авиадвигателестроению.

Известен авиационный комбинированный двигатель по заявке РФ на изобретение № 2002115896, содержащий ГТД и ракетный двигатель.

Недостаток - очень большой расход топлива, потребляемого ракетным двигателем.

Известен авиационный ГТД по заявке РФ на изобретение № 2007101124 А, МПК F02M 5/00, прототип. Этот двигатель содержит газотурбинный двигатель с компрессором, камерой сгорания, к которой подведен топливный трубопровод от топливного насоса, турбиной и реактивным соплом, установленный за турбиной на валу двигателя двигатель Стирлинга, который содержит, по меньшей мере, один рабочий цилиндр, установленный за турбиной по потоку, и, по меньшей мере, один расширительный цилиндр, установленный за рабочим цилиндром по потоку, при этом каждый расширительный цилиндр имеет кожух, образующий с этим цилиндром охлаждающую полость, вход в охлаждающую полость соединен с выходом воздухоподводящего патрубка, вход которого соединен с полостью компрессора, выход из охлаждающей полости соединен с полостью внутри реактивного сопла.

Недостаток - низкий КПД и, как следствие, большой удельный расход топлива.

Задача создания изобретения - значительное повышение КПД двигателя.

Решение указанных задач достигнуто в комбинированном атомном форсажном авиационном двигателе, содержащем газотурбинный двигатель с компрессором, камерой сгорания, к которой подведен топливный трубопровод от топливного насоса, турбиной и реактивным соплом, установленный за турбиной на валу двигателя двигатель Стирлинга, который содержит, по меньшей мере, один рабочий цилиндр, установленный за турбиной по потоку, и, по меньшей мере, один расширительный цилиндр, установленный за рабочим цилиндром по потоку, при этом каждый расширительный цилиндр имеет кожух, образующий с этим цилиндром охлаждающую полость, вход в охлаждающую полость соединен с выходом воздухоподводящего патрубка, вход которого соединен с полостью компрессора, выход из охлаждающей полости соединен с полостью внутри реактивного сопла, отличающемся тем, что во втором контуре установлен охлаждающий теплообменник, перед двигателем Стирлинга и во втором контуре, после охлаждающего теплообменника установлены нагревающие теплообменники, соединенные трубопроводами рециркуляции с ядерным реактором, а все расширительные цилиндры частично или полностью установлены внутри обтекателя реактивного сопла.

Сущность изобретения поясняется на фиг.1…3, где:

на фиг.1 приведена схема авиационного двигателя,

на фиг.2 приведена схема двигателя Стирлинга,

на фиг.3 приведен разрез А-А двигателя Стирлинга.

Предложенное техническое решение (фиг.1) содержит газотурбинный двигатель ГТД 1, который выполнен двухвальным и двухконтурным и содержит внутренний вал 2 и внешний вал 3, первый контур 4, второй контур 5, вентилятор 6, компрессор низкого давления 7 и компрессор высокого давления 8, далее расположены камера сгорания 9, турбина 10, содержащая в свою очередь сопловой аппарат 11 и рабочее колесо 12, далее находится реактивное сопло 13 с обтекателем 14. Газотурбинный двигатель 1 содержит систему топливоподачи с топливным насосом 15 и приводом топливного насоса 16, топливный трубопроводу 17 и далее камеру сгорания 9.

Отличительной особенностью силовой установки является наличие двигателя Стирлинга 18 за турбиной 10, т.е. за ее рабочим колесом 12.

Двигатель Стирлинга 18 состоит из двух частей: группы рабочих цилиндров 19 и группы расширительных цилиндров 20, которые соединены трубопроводами 21. Группу расширительных цилиндров 20 предпочтительно установить вне газового тракта ГТД, например, полностью или частично в обтекателе 14.

На фиг.2 и 3 приведена схема одного из вариантов исполнения двигателя Стирлинга 18, который содержит группу рабочих цилиндров 19, имеющих оребрение 22 с установленным внутри каждого из них в полости «Б» рабочим поршнем 23, который шатуном 24 соединен с валом двигателя 2, и группу расширительных цилиндров 20 с установленным внутри каждого из них в полости «В» вытеснительным поршнем 25. Каждый расширительный цилиндр 20 оборудован снаружи кожухом 26, образующим полость «Г» для охлаждения расширительного цилиндра 20. Вытеснительный поршень 25 соединен шатуном 27 с валом двигателя 8. Трубопровод 21 соединяет полости «Б» и «В» для перетекания рабочего тела из рабочего цилиндра 19 в расширительный цилиндр 20. К полости «Г» подсоединены выходы воздухоподводящих патрубков 28, а выхлопные трубопроводы 29 соединяют полость «Г» с внутренней полостью «Д» реактивного сопла 13 (фиг.1). Входы воздухозаборных патрубков 28 через охлаждающий теплообменник 29 соединены с полостью за компрессором высокого давления 8. Перед двигателем Стирлинга 18 по потоку установлен нагревающий теплообменник 30, который трубопроводами рециркуляции теплоносителя 31 и 32, в одном из которых установлен насос теплоносителя 33, соединен с ядерным реактором 34. Во втором контуре 5 за охлаждающим теплообменником 29 установлен нагревающий теплообменник 35, соединенный трубопроводами рециркуляции 36 и 37, в одном из которых установлен насос теплоносителя 38, с ядерным реактором 34.

Авиационный двигатель оборудован блоком управления 39 и датчиками частоты вращения внутреннего и внешнего валов, соответственно 40 и 41. С блоком управления 39 электрическими связями 42 соединены датчики частоты вращения 40 и 41 и привод 16.

При работе при помощи стартера (на фиг.1…3 не показан) запускается ГТД 1, при этом включается привод насоса 16, топливный насос 15 подает топливо по топливному трубопроводу 17 в камеру сгорания 9.

Топливо воспламеняется при помощи электрозапальника (на фиг.1…3 не показано). Выхлопные газы проходят через турбину 10. Рабочее колесо турбины 12 с внешним валом 3 газотурбинного двигателя 1 раскручиваются, т.е ГТД 1 запускается.

Двигатель Стирлинга запускается значительно позже из-за его инерционности. Шатуны 24 и 27 и поршни 23 и 25 двигателя Стирлинга 18 приводятся в действие при помощи внутреннего вала 2 газотурбинного двигателя 1 от компрессора первого каскада 4, который раскручивается в режиме авторотации воздухом, проходящим через него. Механизм преобразования вращательного движения в возвратно-поступательное (этот механизм на фиг.1…3 детально не показан, но он может быть выполнен в виде коленчатого вала с шатунами) преобразует вращательное движение внутреннего вала 2 в возвратно-поступательное движение поршней 23 и 26 двигателя Стирлинга 18. Выхлопные газы нагревают через оребрение 22 рабочее тело внутри рабочих цилиндров 19. Для работы двигателя Стирлинга достаточно иметь разницу температур на двух группах цилиндров 19 и 20. Первоначально двигатель Стирлинга 18 работает принудительно и не выдает мощность, а наоборот ее потребляет. Примерно через 5…10 мин по мере прогрева рабочего тела внутри рабочих цилиндров 19 двигателя Стирлинга 18 он выходит на расчетный режим работы. Медленный выход двигателя Стирлинга 18 на расчетный режим работы является одним из его недостатков, но высокий КПД, надежность и хорошие экологические свойства в сочетании с ГТД, имеющим хорошие характеристики запуска, делает предложенный двигатель чрезвычайно интересным по всем показателям одновременно, т.к. позволит частично утилизировать тепло в реактивном сопле и применить вместо 4-х …5 ступеней турбины только одну ступень.

Особенностями предложенного авиационного двигателя являются:

- возможность форсирования тяги за счет подвода тепла от ядерного реактора к нагревающему теплообменнику 35.

Утилизация тепла при помощи теплообменников (регенерация), используемая традиционно, неэффективна, например, из-за больших габаритов теплообменников, их большого веса, загромождения газового тракта и необходимости дальнейшего преобразования тепловой энергии подогретого воздуха или пара в механическую энергию, например, при помощи паровой турбины.

В результате использования утилизации тепла выхлопных газов в двигателе Стирлинга КПД авиационного двигателя возрастает примерно на 10…17%.

Применение изобретения позволило:

1. Значительно повысить КПД авиационного двигателя за счет использования для получения энергии на валу нагрузки кроме ГТД двигателя Стирлинга, который утилизирует тепло, раньше сбрасываемое в реактивное сопло и в атмосферу или срабатываемое на нескольких ступенях турбины. Увеличение КПД двигателя в основном получено за счет частичного или полного размещения всех расширительных цилиндров внутри обтекателя реактивного сопла. При такой установке расширительных цилиндров вместо их размещения в тракте газотурбинного двигателя, они не вызывают потерь давления в тракте двигателя, соответственно снизить удельный расход топлива: расход в единицу времени на 1 т тяги двигателя.

2. Создать значительную тягу двигателя на форсажном режиме.

3. Согласовать работу ГТД и двигателя Стирлинга, имеющих разную инерционность, за счет применения двухкаскадного двухвального ГТД.

4. Обеспечить регулирование режима работы двигателя Стирлинга.

5. Облегчить запуск комбинированного авиационного двигателя, за счет применения двухвальной схемы и запуска только второго каскада.

6. Уменьшить количество ступеней турбины, за счет того, что их функцию берет на себя в основном двигатель Стирлинга.

7. Снизить эмиссию токсичных веществ в атмосферу, за счет того, что двигатель Стирлинга имеет значительно лучшие экологические показатели по сравнению с другими типами двигателей.

8. Снизить стоимость авиационного двигателя, за счет уменьшения количества дорогостоящих ступеней турбины, лопатки и диски которых выполняются из жаропрочных сплавов, и упрощения схемы охлаждения турбины.

9. Уменьшить вес авиационного двигателя, что особенно важно в авиации.

10. Повысить надежность авиационного двигателя за счет отказа от нескольких ступеней турбины, рабочие лопатки которых являются самыми нагруженными деталями двигателя, ограничивающими его ресурс и в первую очередь влияющими на надежность двигателя, самолета и безопасность авиаперевозок.

Комбинированный атомный форсажный авиационный двигатель, содержащий газотурбинный двигатель с компрессором, камерой сгорания, к которой подведен топливный трубопровод от топливного насоса, турбиной и реактивным соплом, установленный за турбиной на валу двигателя двигатель Стирлинга, который содержит, по меньшей мере, один рабочий цилиндр, установленный за турбиной по потоку, и, по меньшей мере, один расширительный цилиндр, установленный за рабочим цилиндром по потоку, при этом каждый расширительный цилиндр имеет кожух, образующий с этим цилиндром охлаждающую полость, вход в охлаждающую полость соединен с выходом воздухоподводящего патрубка, вход которого соединен с полостью компрессора, выход из охлаждающей полости соединен с полостью внутри реактивного сопла, отличающийся тем, что во втором контуре установлен охлаждающий теплообменник, перед двигателем Стирлинга, и во втором контуре после охлаждающего теплообменника установлены нагревающие теплообменники, соединенные с ядерным реактором, а все расширительные цилиндры частично или полностью установлены внутри обтекателя реактивного сопла.

www.findpatent.ru


Смотрите также