газогенератор ракетно-прямоточного двигателя. Газогенератор реактивного двигателя


ЖРД открытого цикла — Википедия

Материал из Википедии — свободной энциклопедии

Схема открытого цикла работы ЖРД с независимым газовым генератором. Часть топлива и окислителя сжигается отдельно для работы топливных насосов с последующим избавлением от газа. Большинство ЖРД используют топливо для охлаждения сопел.

«ЖРД c открытым циклом», «ЖРД без дожигания» (англ. Gas-generator cycle) — схема работы жидкостного ракетного двигателя, использующего два жидких компонента - горючее и окислитель. Часть топлива сжигается в газогенераторе и полученный горячий газ — часто называемый генераторным газом — используется для приведения в действие топливных насосов, после чего сбрасывается. Открытую схему ЖРД также называют газогенераторным циклом. В некоторых случаях, для привода турбины используется отдельное топливо, в частности, однокомпонентное, такое, как пероксид водорода, разлагаемое в каталитическом газогенераторе. Так получают генераторный газ двигатели давней разработки, впрочем, некоторые из них, такие, как РД-107, РД-108, весьма активно используются и сейчас. Также использовались твердотопливные газогенераторы с шашкой специальной формы, обеспечивающей постоянство поверхности горения (а, значит, и частоты вращения турбонасосного агрегата) во время работы. По такой схеме работал пусковой газогенератор с пороховой шашкой для раскрутки турбины и запуска основного газогенератора двигателя ЖРД советской ракеты 8К14 ("Скад") и аналогичных ей.

Существует определенные преимущества открытого цикла по сравнению c ЖРД закрытого цикла. В данном случае нет необходимости обеспечивать подачу полученного генераторного газа в камеру сгорания, находящуюся под высоким давлением, что позволяет турбине производить больше энергии и увеличить давление в камере сгорания, таким образом увеличивая удельный импульс или эффективность. Также это уменьшает износ турбины, увеличивает её надежность, сокращает стоимость производства и увеличивает время службы турбины, что особенно важно в случае применения на многоразовой системе.

Основным недостатком является потеря эффективности в силу неиспользованного для создания тяги топлива, хотя эта потеря эффективности может быть скомпенсирована созданием двигателей с более высоким давлением в камере сгорания, что приводит к росту практического КПД. Отработанный генераторный газ часто сбрасывается через отдельное сопло, создавая тем самым дополнительную тягу. Но даже в этом случае, открытый цикл имеет тенденцию быть менее эффективным по сравнению с закрытым циклом с дожиганием генераторного газа (англ. staged combustion cycle, «цикл поэтапного сгорания»).

Как и в большинстве криогенных ЖРД, при открытом цикле часть топлива используется для охлаждения сопла, стенок камеры сгорания и газогенератора. Существующие в настоящее время конструкционные материалы не в состоянии противостоять экстремальным температурам при сжигании топлива и окислителя. Используя современные технологии и материалы, охлаждение позволяет использовать ЖРД в

ru.wikipedia.org

Газогенератор жрд

 

Газогенератор ЖРД содержит охлаждаемую камеру сгорания, форсуночную головку, состоящую из переднего, среднего и огневого днищ, форсунок окислителя и горючего, установленный по оси газогенератора распределитель избыточного компонента. Распределитель избыточного компонента выполнен в виде полого цилиндра, закрытого продольным днищем. Распределитель снабжен смесительными элементами подачи избыточного компонента в зону смешения, которые выполнены в виде полых перфорированных цилиндров, закрытых перфорированными шатровыми головками, и расположены по боковой поверхности распределителя в шахматном порядке с уменьшающейся их высотой по потоку газа. На распределителе между огневым днищем и смесительными элементами расположены радиальные профилированные пластины с каналами подачи компонента из полости распределителя в полость камеры газогенератора, выполненными на всю высоту пластины. Днище распределителя выполнено в виде усеченного конуса, обращенного вершиной в сторону огневого днища. В месте перехода цилиндра в днище и в вершине конуса выполнены отверстия. Изобретение позволяет получить компактный надежный газогенератор с равномерным температурным полем на выходе и устойчивым рабочим процессом. 3 ил.

Изобретение относится к области жидкостных ракетных двигателей (ЖРД), а более конкретно к газогенераторам ЖРД, генерирующих газ для привода турбонасосного агрегата.

Известен газогенератор ЖРД, содержащий охлаждаемую камеру сгорания, форсуночную головку, состоящую из переднего, среднего и огневого днищ, форсунок окислителя и горючего, установленный по оси газогенератора распределитель избыточного компонента (см. заявку JP N 5343604A, МПК F 02 K 9/00, 1978 г. ). Недостатками известного газогенератора являются большие габариты и вес, низкая надежность работы, неравномерность температурного поля на выходе и пульсаций потока газа в самом газогенераторе и на выходе из него. Отсутствие элементов распределения избыточного компонента по всему сечению газогенератора приводит к потребности увеличения его длины для того, чтобы поток к выходу из него успел перемешаться, что увеличивает габариты и вес. Некачественное перемешивание потока газов приводит к местным перегревам конструкции как самого газогенератора, так и деталей за ним (сопловой аппарат, турбина). Отсутствие демпфирующих устройств для уменьшения пульсаций потока приводит к появлению вибраций конструкции и снижению устойчивости процесса сгорания и смешения, что дополнительно снижает надежность работы. Задача, на решение которой направлено изобретение, - повышение надежности работы, уменьшение габаритов и веса. Решение задачи обеспечивается за счет того, что распределитель избыточного компонента выполнен в виде полого цилиндра, закрытого профилированным днищем, снабженный смесительными элементами подачи избыточного компонента в зону смешивания, выполненных в виде полых перфорированных цилиндров, закрытых перфорированными шатровыми головками, расположенными по боковой поверхности распределителя в шахматном порядке с уменьшающейся их высотой по потоку газа, при этом на распределителе между огневым днищем и смесительными элементами расположены радиальные профилированные пластины с каналами подачи компонента из полости распределителя в полость камеры газогенератора, выполненные на всю высоту пластины, а днище распределителя выполнено в виде усеченного конуса, обращенного вершиной в сторону огневого днища, а в месте перехода цилиндра в днище и в вершине конуса выполнены отверстия. Газогенератор ЖРД представлен на чертежах, где: на фиг. 1 - общий вид газогенератора, продольный разрез; на фиг. 2 - поперечный разрез А-А по распределителю в зоне радиальных перегородок; на фиг. 3 - поперечный разрез Б-Б по распределителю с видом на смесительные элементы. Газогенератор ЖРД содержит головку 1, камеру 2, распределитель 3. Головка 1 содержит переднее днище 4 с патрубком подвода горючего 5, среднее днище 6, огневое днище 7, форсунки окислителя 8, форсунки горючего 9. Между передним 4 и средним 6 днищами образована полость 10 для подвода горючего к форсункам 9, а между огневым днищем 7 и средним днищем 6 образована полость 11 для подвода окислителя к форсункам 8. В среднем днище 6 выполнены пазы 12 для подвода окислителя в полость 11. Камера газогенератора содержит наружный корпус 13 и внутреннюю оболочку 14, между которыми имеются каналы 15 для прохода окислителя. Распределитель 3, расположенный по оси газогенератора, содержит цилиндр 16 с полостью 17 избыточного компонента, смесительные элементы 18 и 19 в виде полых цилиндров, закрытых шатровыми головками и перфорированных отверстиями 20. Перед каждым смесительным элементом выполнены отверстия 21. Смесительные элементы расположены в шахматном порядке, а их высота уменьшается по потоку газа. Между огневым днищем 7 и смесительными элементами 18 расположены радиальные профилированные пластины 22 с каналами 23 подачи компонента из полости 17 в полость камеры газогенератора. Распределитель закрыт днищем 24 в виде усеченного конуса, обращенного вершиной в сторону огневого днище 7, а в месте перехода цилиндра в днище и в вершине конуса выполнены отверстия 25 и 26. Головка 1 газогенератора снабжена патрубком 27 для подвода окислителя в полость 11 к форсункам 8, а его избыточной части в полость 17 распределителя 16. При работе газогенератора ЖРД, например, в составе двигателя горючее через патрубок 5 поступает в полость 10 головки 1, откуда через форсунки 9 распыленным подается в камеру 2. Окислитель через патрубок 27 поступает по пазам 12 в полость 11, откуда по форсункам 8 в распыленном виде подается в камеру 2 и частично по каналам 15 поступает на охлаждение внутренней оболочки 14. Большая (избыточная) часть окислителя поступает в полость 17 распределителя, откуда по элементам 18, 19 через отверстия 20 поступает в поток горячего газа, идущий со стороны головки 1. Часть окислителя из полости 17 поступает в поток по отверстиям 23 в пластинах 22. Этим обеспечивается равномерная раздача холодного окислителя по всему сечению камеры 2 и равномерное его перемешивание с потоком горячего газа на коротком по длине участке. Коническое днище 24 распределителя обеспечивает плавный поворот потока окислителя в полости 17 от осевого направления в радиальное (в элементы 18, 19). Часть окислителя, поступающая через отверстия 25 и 26 в зону за днище 24, сдувает зону завихрений за днищем. Перегородки 22 делят полость камеры 2 в районе головки 1 на ряд полостей и препятствуют распространению вибрационного горения из одной из этих полостей в другую. Обеспечение перемешивания на коротком участке позволяет уменьшить длину газогенератора и вес. Надежное перемешивание горячего газа с холодным окислителем исключает зоны перегрева (прогаров), что повышает надежность работы. Исключение вибрационного (пульсационного) горения в районе головки и пульсаций газового потока дополнительно повышает надежность работы.

Формула изобретения

Газогенератор ЖРД, содержащий охлаждаемую камеру сгорания, форсуночную головку, состоящую из переднего, среднего и огневого днищ, форсунок окислителя и горючего, установленный по оси газогенератора распределитель избыточного компонента, отличающийся тем, что распределитель избыточного компонента выполнен в виде полого цилиндра, закрытого профильным днищем, снабженным смесительными элементами подачи избыточного компонента в зону смешения, выполненными в виде полых перфорированных цилиндров, закрытых перфорированными шатровыми головками, расположенными по боковой поверхности распределителя в шахматном порядке с уменьшающейся их высотой по потоку газа, при этом на распределителе между огневым днищем и смесительными элементами расположены радиальные профилированные пластины с каналами подачи компонента из полости распределителя в полость камеры газогенератора, выполненными на всю высоту пластины, а днище распределителя выполнено в виде усеченного конуса, обращенного вершиной в сторону огневого днища, а в месте перехода цилиндра в днище и в вершине конуса выполнены отверстия.

РИСУНКИ

Рисунок 1, Рисунок 2, Рисунок 3

www.findpatent.ru

Газогенератор

 

Газогенератор реактивного двигателя твердого топлива содержит корпус с днищами и боковыми расходными отверстиями, размещенный в нем заряд твердого топлива, ограниченный торцами решеток. Каждая решетка выполнена грибообразной и соединена основанием с днищем корпуса. В решетке выполнены одна или несколько центральных прорезей со стороны заряда до днища корпуса. Расходные отверстия расположены напротив оснований решеток. Диаметр основания решетки составляет 0,6. ..0,8 диаметра ее торца. Изобретение повышает эффективность реактивного двигателя и газогенератора. 1 ил., 1 табл.

Изобретение относится к устройствам реактивных двигателей твердого топлива (РДТТ) и газогенераторов (ГГ) и может быть использовано в объектах с многошашечными зарядами, помещенными в корпус с нецентральным (боковым) расположением сопел (расходных отверстий), применяемых, например, для создания боковой управляющей реактивной силы в системах коррекции и управления траекторией боеприпаса.

В качестве опорного элемента заряда в РДТТ и ГГ с многошашечными зарядами применяются решетки. Решетка представляет собой цилиндрическую шайбу, установленную перед сопловым или расходным отверстием (отверстиями). Решетка воспринимает полетные и газодинамические нагрузки и, одновременно, предотвращает вылет в сопло остатков заряда при его разрушении в конце горения. С этой целью на решетке выполняют множество отверстий (осевых пазов) либо на торце, обращенном к заряду, фрезеруют на определенную глубину параллельные прорези по типу колосника. При этом свободное для прохода газов сечение каналов решетки выполняют в 3-5 раз превышающим площадь критического сечения сопла или расходного отверстия (М.Е.Серебряков. Внутренняя баллистика ствольных систем и пороховых ракет. Москва. "Оборонгиз", 1962, 242, 270). В малогабаритных РДТТ и ГГ, в особенности с зарядами малого времени горения, последнее условие трудновыполнимо из-за сравнительно большого критического сечения сопла (расходного отверстия) и неизбежного при этом перекрытия каналов решетки опорной поверхностью заряда. Стремление увеличить эти каналы путем увеличения диаметра отверстий или ширины прорезей (естественно, с сокращением их числа) делает решетку малоэффективной для удержания в камере остатков заряда в конце горения, вследствие чего снижается импульс тяги (реактивной силы) РДТТ и ГГ и не выполняются требуемые баллистические характеристики, например, время работы из-за снижения уровня рабочего давления при выбросе остатков топлива. При установке за сопловым или расходным отверстием, выполненным сбоку в стенке камеры, что часто обуславливается компоновкой РДТТ и ГГ на объекте (например, для ориентации вектора управляющей силы перпендикулярно оси), такие решетки становятся вообще неэффективными. Предлагаемое изобретение ставит целью повышение эффективности и совершенствование конструкции малогабаритных РДТТ и ГГ с боковыми расходными отверстиями в направлении повышения реализации суммарного импульса тяги (давления) за счет исключения выброса остатков заряда. По нашему мнению, это достигается выполнением решеток грибообразными, соединенными основанием с днищем корпуса, а также выполнением центральных прорезей со стороны заряда до днища корпуса и размещением сопел (расходных отверстий) напротив оснований решеток. Сущность заявляемого технического решения поясняется чертежом. Здесь показана типичная конструкция малогабаритного газогенератора с зарядом твердого топлива 1 в виде пакета трубок, помещенного в корпус 2 с боковыми расходными отверстиями 3, перпендикулярными оси газогенератора. В корпус 2 с той и другой стороны ввернуты донья 4, переходящие в решетки 5, между которыми помещен заряд 1. Со стороны заряда на торцах решеток выполнены колосниковые выступы 6, на которые заряд опирается. Решеткам 5 придана грибообразная форма. При этом диаметр основания решетки d относительно диаметра торца D составляет величину 0,6 ... 0,8. Более высокие отношения d/D, как видно из таблицы экспериментальных данных, приводят к резкому снижению эффективности решеток с точки зрения реализации суммарного импульса тяги JR вследствие выброса остатков заряда, а более низкие - к нерасчетному повышению давления. Для увеличения суммарной площади каналов, свободных для прохода газов, со стороны заряда в решетках 5 выполнены одна или несколько центральных прорезей 7 до днища корпуса. Достигаемое при этом увеличение площади проходных сечений (в 4 ... 10 раз) обеспечивает газодинамическую устойчивость рабочего процесса двигателя. Предлагаемое техническое решение экспериментально обосновано отработкой малогабаритного газогенератора системы разведения БЧ ракеты, включая летно-конструкторские, заводские и государственные испытания.

Формула изобретения

1. Газогенератор, содержащий корпус с днищами и боковыми расходными отверстиями, размещенный в нем заряд твердого топлива, ограниченный торцами решеток, отличающийся тем, что в нем каждая решетка выполнена грибообразной и соединена основанием с днищем корпуса, а в ней выполнены одна или несколько центральных прорезей со стороны заряда до днища корпуса, при этом расходные отверстия расположены напротив оснований решеток. 2. Газогенератор по п.1, отличающийся тем, что диаметр основания решетки составляет 0,6 ... 0,8 диаметра ее торца.

РИСУНКИ

Рисунок 1, Рисунок 2

www.findpatent.ru

Газогенератор ракетно-прямоточного двигателя

Изобретение относится к конструкции ракетно-прямоточных двигателей длительного времени работы, в частности, для сверхзвуковых крылатых ракет. Газогенератор ракетно-прямоточного двигателя содержит корпус с передней и задней крышками, сопло, заряд торцевого горения из высокометаллизированного топлива и газовод, закрепленный на передней и задней крышке газогенератора. Заряд твердого топлива имеет бронирующее покрытие со всех сторон, кроме торца, обращенного к передней крышке, и прочно скреплен посредством защитно-крепящего слоя с проходящим через канал заряда газоводом. Площадь проходного сечения газовода составляет от 5 до 20% от площади поверхности горения заряда. В верхней части газовода на дуге не более 180° и под углом не менее 30° к оси газовода в направлении сопла газогенератора выполнены перфорации, диаметр которых составляет не более 20% от толщины стенок газовода. Суммарная площадь перфораций не превышает 30% внутренней поверхности газовода. Изобретение позволяет повысить энергетические характеристики двигателя за счет обеспечения выноса частиц металла высокометаллизированного топлива из камеры сгорания газогенератора в течение длительного времени. 4 ил.

 

Изобретение относится к конструкции ракетно-прямоточных двигателей длительного времени работы, в частности, для сверхзвуковых крылатых ракет.

Известна конструкция ракетно-прямоточного двигателя, имеющего газогенератор на твердом топливе, содержащий воздухозаборник, камеру дожигания, сопло (см. патент США №3115008). В данной конструкции используется топливо, обогащенное горючим.

Недостатком известной конструкции является низкое содержание восстановительных элементов, что не дает возможности реализовать преимущества ракетно-прямоточных двигателей по достижению высокой удельной тяги.

Известна конструкция ракетно-прямоточного двигателя, имеющего газогенератор на твердом топливе, содержащий воздухозаборник, камеру дожигания, сопло. В нем используется высокометаллизированное твердое топливо, содержащее до 60% металлического горючего, что теоретически позволяет поднять удельную тягу (см. патент США №6736912).

Недостатком известного устройства является то, что данная конструкция не может использоваться для двигателей с длительным временем работы (до 200 с), так как в этом случае требуется применение заряда торцевого горения из топлива, содержащего много металлического горючего и газовой фазы недостаточно для того, чтобы вынести частицы металла из камеры сгорания газогенератора в камеру дожигания основного двигателя. Длина такого заряда может достигать 3...4 метров. Потери от оседания конденсированной фазы в камере сгорания газогенератора могут достигать 25...40%. Это уменьшает примерно на ту же величину удельную тягу двигателя и дальность полета ракеты. Основной причиной оседания конденсированной фазы является малая скорость газового потока в камере сгорания.

Наиболее близким устройством того же назначения к заявленному изобретению по совокупности признаков является газогенератор для прямоточного воздушно-реактивного двигателя, содержащий корпус с передней и задней крышками, сопло, заряд торцевого горения из высокометаллизированного топлива (см. Абугов Д.И., Бобылев В.М. Теория и расчет ракетных двигателей твердого топлива. М.: Машиностроение, 1987, стр.241, рис.13.5а). Данное устройство принято в качестве прототипа.

Признаки прототипа, являющиеся общими с заявляемым изобретением - корпус с передней и задней крышками, сопло, заряд торцевого горения из высокометаллизированного топлива.

Недостатком известного устройства, принятого за прототип, является то, что при длительном времени работы двигателя возникают большие потери от осаждения активного металла топлива в камере сгорания газогенератора, что уменьшает энергетические возможности двигателя.

Задача изобретения - создание конструкции газогенератора, имеющего высокометаллизированное топливо, газовой фазы которого будет достаточно для выноса частиц металла из камеры сгорания в течение длительного времени работы устройства, что увеличит энергетические характеристики двигателя.

Поставленная задача решается за счет того, что в известном газогенераторе, содержащем корпус с передней и задней крышками, сопло, заряд торцевого горения из высокометаллизированного топлива, заряд твердого топлива, имеющий бронирующее покрытие со всех сторон, кроме торца, обращенного к передней крышке, прочно скреплен посредством защитно-крепящего слоя с проходящим через канал заряда газоводом, площадь проходного сечения которого составляет от 5 до 20% от площади поверхности горения заряда, газовод закреплен, в свою очередь, на передней и задней крышке газогенератора, в верхней части газовода на дуге не более 180° и под углом не менее 30° к оси газовода в направлении сопла газогенератора выполнены перфорации, диаметр которых составляет не более 20% от толщины стенок газовода, а суммарная площадь перфораций не превышает 30% внутренней поверхности газовода.

Признаки предлагаемого устройства, отличительные от прототипа - наличие у заряда бронирующего покрытия со всех сторон, кроме торца, обращенного к передней крышке; крепление заряда по его каналу с газоводом, площадь проходного сечения которого составляет от 5 до 20% от площади поверхности горения заряда; крепление газовода на передней и задней крышке газогенератора; наличие в стенках газовода перфораций, выполненных только в верхней части газовода на дуге не более 180° и под углом не менее 30° к оси газовода в направлении сопла газогенератора; диаметр перфораций составляет не более 20% от толщины стенок газовода, а суммарная площадь перфораций не превышает 30% внутренней поверхности газовода.

Указанные выше отличительные признаки позволяют создать конструкцию газогенератора, имеющего высокометаллизированное топливо, газовой фазы которого будет достаточно для выноса частиц металла из камеры сгорания в течение длительного времени работы устройства, что увеличит энергетические характеристики двигателя.

Благодаря наличию перечисленных признаков при горении топлива продукты его сгорания проходят только через те перфорации, которые расположены вблизи горящего торца заряда. Через остальные перфорации расход газа незначителен или отсутствует вообще вследствие больших гидродинамических сопротивлений в перфорациях и газоводе. Этим достигается достаточная скорость газового потока в области, расположенной у горящей поверхности, и застойная зона, расположенная в остальной части объема камеры сгорания. Площадь перфораций должна быть как можно больше, т.к. в этом случае объем высокоскоростной зоны уменьшается, а скорость газового потока в этой зоне становится больше, что ведет к улучшению процесса выноса металлических частиц. С другой стороны, увеличение площади перфораций снижает прочность газовода, а он является несущим элементом конструкции, поэтому суммарная площадь перфораций не должна превышать 30% внутренней поверхности газовода. Устройство может работать только в том случае, если направление перемещения фронта горения заряда и движения продуктов сгорания в газоводе совпадают, поэтому сопло газогенератора должно быть расположено со стороны забронированного торца заряда. Газовод крепится к днищам газогенератора, продукты сгорания попадают в него только через перфорации, выходят только через сопло. Для того чтобы исключить оседание металлических частиц внутри газовода, скорость газового потока должна быть достаточно велика, поэтому площадь проходного сечения газовода должна быть не более 20% от площади горения заряда. С другой стороны, слишком большие скорости газового потока ведут к увеличению гидравлических потерь в газоводе и, как следствие этого, увеличению объема высокоскоростной зоны в камере сгорания и ухудшению выноса частиц металла. Поэтому площадь проходного сечения газовода не должна быть меньше 5% от площади поверхности горения топлива. При движении продуктов сгорания по газоводу будет происходить прогрев с внутренней стороны защитно-крепящего слоя. С тем, чтобы исключить преждевременное разрушение защитно-крепящего слоя, необходимо, чтобы объем каждой перфорации работал в режиме застойной зоны, что резко уменьшает температуру продуктов сгорания в полости отверстия. Для этого необходимо, чтобы диаметр каждой перфорации составлял не более 20% от толщины стенки газовода. Дальнейшее уменьшение температуры в полости перфораций возможно путем исполнения их под углом до 30° к оси газовода таким образом, чтобы совпадали направления движения газа в газоводе и перфорации. При низких скоростях движения газа в газоводе возможно попадание горящих частиц металла на внутреннюю поверхность защитно-крепящего слоя, что может привести к его прогару. Для исключения этого, перфорации выполняются только в верхней части газовода при угле расположения перфораций не более 180° в плоскости, перпендикулярной оси газовода.

На фиг.1 изображен общий вид газогенератора.

На фиг.2 показан фрагмент А на фиг.1 (вариант конструкции с перпендикулярным расположением перфорации к оси газовода).

На фиг.3 приведен вариант конструкции, в которой перфорации выполнены под углом к оси газовода.

На фиг.4 показан вариант конструкции, в которой перфорации выполнены только в верхней части газовода.

Газогенератор ракетно-прямоточного двигателя содержит корпус 1 с газоводом 2, одним концом закрепленным с передним днищем 3, а другим - с задним днищем 4, имеющим сопловой блок 5. С газоводом 2 посредством защитно-крепящего слоя 6 прочно скреплен заряд 7 высокометаллизированного топлива, имеющий бронирующее покрытие 8 на всех поверхностях, кроме торца, расположенного у переднего днища 3. В газоводе 2 выполнены перфорации 9.

Предлагаемое устройство работает следующим образом.

При воспламенении заряда 7 продукты сгорания высокометаллизированного твердого топлива проходят в канал газовода 2 через перфорации 9 и в дальнейшем истекают через сопло 5 в камеру дожигания ракетно-прямоточного двигателя. Вследствие малого свободного объема в камере газогенератора там поддерживается достаточно большая скорость газового потока и оседания частиц металла не происходит. В газоводе 2 также поддерживается достаточно высокая скорость газового потока посредством выбора необходимой площади проходного сечения, и там оседания частиц металла также не происходит. Скорость газового потока в перфорациях 9 и в газоводе 2 дозвуковая. При выгорании заряда 7 поверхность горения отодвигается в сторону сопла 5, и открываются новые перфорации 9, через которые начинает течь газ. Через перфорации 9, расположенные ближе к переднему днищу 3, расход продуктов сгорания уменьшается, а потом вообще становится близок к нулю, т.к. при перетекании газа через дальние перфорации 9 возникают большие гидравлические сопротивления, чем при течении газа через перфорации 9, расположенные у поверхности горения. Далее процесс идет аналогично до выгорания всего заряда 7. Вскрытие перфораций 9 происходит посредством разрушения защитно-крепящего слоя 6 под действием высокой температуры продуктов сгорания (˜2000°С), отходящих от горящей поверхности заряда 7. Кроме этого происходит воздействие перепада давления между свободным объемом газогенератора и каналом газовода 2, где скорость газового потока больше, чем в камере газогенератора. Этому процессу способствует также попадание на поверхность защитно-крепящего слоя 6 горящих частиц металла. Вскрытие перфораций 9 происходит только после прохождения ее горящим фронтом заряда 7. До этого момента в полости перфорации 9 образуется застойная зона, температура газа в которой ˜150...250°С. Резина, из которой выполнен защитно-крепящий слой 6, не разрушается за время работы газогенератора (˜200 с).

Вариант конструкции, представленный на фиг.3, позволяет уменьшить температуру в полости перфорации 9, которая выполнена под углом к оси газовода 2. В данном варианте увеличивается боковая поверхность перфорации 9, что ведет к более интенсивному охлаждению продуктов сгорания, попавших во внутреннюю полость перфорации 9. Это даст возможность повысить надежность конструкции.

Вариант конструкции, представленный на фиг.4, также позволяет повысить надежность конструкции за счет исключения случайного попадания горящих частиц металла под действием силы тяжести на поверхность защитно-крепящего слоя 6 из газовода 2 через перфорации 9.

Предлагаемое устройство позволяет увеличить содержание металлических энергетических добавок в топливе на 10...15% (т.е. поднять содержание металла в топливе до 70%) при практическом исключении потерь от оседания частиц металла в камере газогенератора. Это даст возможность увеличить удельную тягу ракетно-прямоточного двигателя с длительным временем работы на 20...30%.

Газогенератор ракетно-прямоточного двигателя, содержащий корпус с передней и задней крышками, сопло, заряд торцевого горения из высокометаллизированного топлива, отличающийся тем, что заряд твердого топлива, имеющий бронирующее покрытие со всех сторон, кроме торца, обращенного к передней крышке, прочно скреплен посредством защитно-крепящего слоя с проходящим через канал заряда газоводом, площадь проходного сечения которого составляет от 5 до 20% от площади поверхности горения заряда, газовод закреплен, в свою очередь, на передней и задней крышках газогенератора, в верхней части газовода на дуге не более 180° и под углом не менее 30° к оси газовода в направлении сопла газогенератора выполнены перфорации, диаметр которых составляет не более 20% от толщины стенок газовода, а суммарная площадь перфораций не превышает 30% внутренней поверхности газовода.

www.findpatent.ru

газогенератор ракетно-прямоточного двигателя - патент РФ 2342552

Изобретение относится к конструкции ракетно-прямоточных двигателей длительного времени работы, в частности, для сверхзвуковых крылатых ракет. Газогенератор ракетно-прямоточного двигателя содержит корпус с передней и задней крышками, сопло, заряд торцевого горения из высокометаллизированного топлива и газовод, закрепленный на передней и задней крышке газогенератора. Заряд твердого топлива имеет бронирующее покрытие со всех сторон, кроме торца, обращенного к передней крышке, и прочно скреплен посредством защитно-крепящего слоя с проходящим через канал заряда газоводом. Площадь проходного сечения газовода составляет от 5 до 20% от площади поверхности горения заряда. В верхней части газовода на дуге не более 180° и под углом не менее 30° к оси газовода в направлении сопла газогенератора выполнены перфорации, диаметр которых составляет не более 20% от толщины стенок газовода. Суммарная площадь перфораций не превышает 30% внутренней поверхности газовода. Изобретение позволяет повысить энергетические характеристики двигателя за счет обеспечения выноса частиц металла высокометаллизированного топлива из камеры сгорания газогенератора в течение длительного времени. 4 ил.

Рисунки к патенту РФ 2342552

Изобретение относится к конструкции ракетно-прямоточных двигателей длительного времени работы, в частности, для сверхзвуковых крылатых ракет.

Известна конструкция ракетно-прямоточного двигателя, имеющего газогенератор на твердом топливе, содержащий воздухозаборник, камеру дожигания, сопло (см. патент США №3115008). В данной конструкции используется топливо, обогащенное горючим.

Недостатком известной конструкции является низкое содержание восстановительных элементов, что не дает возможности реализовать преимущества ракетно-прямоточных двигателей по достижению высокой удельной тяги.

Известна конструкция ракетно-прямоточного двигателя, имеющего газогенератор на твердом топливе, содержащий воздухозаборник, камеру дожигания, сопло. В нем используется высокометаллизированное твердое топливо, содержащее до 60% металлического горючего, что теоретически позволяет поднять удельную тягу (см. патент США №6736912).

Недостатком известного устройства является то, что данная конструкция не может использоваться для двигателей с длительным временем работы (до 200 с), так как в этом случае требуется применение заряда торцевого горения из топлива, содержащего много металлического горючего и газовой фазы недостаточно для того, чтобы вынести частицы металла из камеры сгорания газогенератора в камеру дожигания основного двигателя. Длина такого заряда может достигать 3...4 метров. Потери от оседания конденсированной фазы в камере сгорания газогенератора могут достигать 25...40%. Это уменьшает примерно на ту же величину удельную тягу двигателя и дальность полета ракеты. Основной причиной оседания конденсированной фазы является малая скорость газового потока в камере сгорания.

Наиболее близким устройством того же назначения к заявленному изобретению по совокупности признаков является газогенератор для прямоточного воздушно-реактивного двигателя, содержащий корпус с передней и задней крышками, сопло, заряд торцевого горения из высокометаллизированного топлива (см. Абугов Д.И., Бобылев В.М. Теория и расчет ракетных двигателей твердого топлива. М.: Машиностроение, 1987, стр.241, рис.13.5а). Данное устройство принято в качестве прототипа.

Признаки прототипа, являющиеся общими с заявляемым изобретением - корпус с передней и задней крышками, сопло, заряд торцевого горения из высокометаллизированного топлива.

Недостатком известного устройства, принятого за прототип, является то, что при длительном времени работы двигателя возникают большие потери от осаждения активного металла топлива в камере сгорания газогенератора, что уменьшает энергетические возможности двигателя.

Задача изобретения - создание конструкции газогенератора, имеющего высокометаллизированное топливо, газовой фазы которого будет достаточно для выноса частиц металла из камеры сгорания в течение длительного времени работы устройства, что увеличит энергетические характеристики двигателя.

Поставленная задача решается за счет того, что в известном газогенераторе, содержащем корпус с передней и задней крышками, сопло, заряд торцевого горения из высокометаллизированного топлива, заряд твердого топлива, имеющий бронирующее покрытие со всех сторон, кроме торца, обращенного к передней крышке, прочно скреплен посредством защитно-крепящего слоя с проходящим через канал заряда газоводом, площадь проходного сечения которого составляет от 5 до 20% от площади поверхности горения заряда, газовод закреплен, в свою очередь, на передней и задней крышке газогенератора, в верхней части газовода на дуге не более 180° и под углом не менее 30° к оси газовода в направлении сопла газогенератора выполнены перфорации, диаметр которых составляет не более 20% от толщины стенок газовода, а суммарная площадь перфораций не превышает 30% внутренней поверхности газовода.

Признаки предлагаемого устройства, отличительные от прототипа - наличие у заряда бронирующего покрытия со всех сторон, кроме торца, обращенного к передней крышке; крепление заряда по его каналу с газоводом, площадь проходного сечения которого составляет от 5 до 20% от площади поверхности горения заряда; крепление газовода на передней и задней крышке газогенератора; наличие в стенках газовода перфораций, выполненных только в верхней части газовода на дуге не более 180° и под углом не менее 30° к оси газовода в направлении сопла газогенератора; диаметр перфораций составляет не более 20% от толщины стенок газовода, а суммарная площадь перфораций не превышает 30% внутренней поверхности газовода.

Указанные выше отличительные признаки позволяют создать конструкцию газогенератора, имеющего высокометаллизированное топливо, газовой фазы которого будет достаточно для выноса частиц металла из камеры сгорания в течение длительного времени работы устройства, что увеличит энергетические характеристики двигателя.

Благодаря наличию перечисленных признаков при горении топлива продукты его сгорания проходят только через те перфорации, которые расположены вблизи горящего торца заряда. Через остальные перфорации расход газа незначителен или отсутствует вообще вследствие больших гидродинамических сопротивлений в перфорациях и газоводе. Этим достигается достаточная скорость газового потока в области, расположенной у горящей поверхности, и застойная зона, расположенная в остальной части объема камеры сгорания. Площадь перфораций должна быть как можно больше, т.к. в этом случае объем высокоскоростной зоны уменьшается, а скорость газового потока в этой зоне становится больше, что ведет к улучшению процесса выноса металлических частиц. С другой стороны, увеличение площади перфораций снижает прочность газовода, а он является несущим элементом конструкции, поэтому суммарная площадь перфораций не должна превышать 30% внутренней поверхности газовода. Устройство может работать только в том случае, если направление перемещения фронта горения заряда и движения продуктов сгорания в газоводе совпадают, поэтому сопло газогенератора должно быть расположено со стороны забронированного торца заряда. Газовод крепится к днищам газогенератора, продукты сгорания попадают в него только через перфорации, выходят только через сопло. Для того чтобы исключить оседание металлических частиц внутри газовода, скорость газового потока должна быть достаточно велика, поэтому площадь проходного сечения газовода должна быть не более 20% от площади горения заряда. С другой стороны, слишком большие скорости газового потока ведут к увеличению гидравлических потерь в газоводе и, как следствие этого, увеличению объема высокоскоростной зоны в камере сгорания и ухудшению выноса частиц металла. Поэтому площадь проходного сечения газовода не должна быть меньше 5% от площади поверхности горения топлива. При движении продуктов сгорания по газоводу будет происходить прогрев с внутренней стороны защитно-крепящего слоя. С тем, чтобы исключить преждевременное разрушение защитно-крепящего слоя, необходимо, чтобы объем каждой перфорации работал в режиме застойной зоны, что резко уменьшает температуру продуктов сгорания в полости отверстия. Для этого необходимо, чтобы диаметр каждой перфорации составлял не более 20% от толщины стенки газовода. Дальнейшее уменьшение температуры в полости перфораций возможно путем исполнения их под углом до 30° к оси газовода таким образом, чтобы совпадали направления движения газа в газоводе и перфорации. При низких скоростях движения газа в газоводе возможно попадание горящих частиц металла на внутреннюю поверхность защитно-крепящего слоя, что может привести к его прогару. Для исключения этого, перфорации выполняются только в верхней части газовода при угле расположения перфораций не более 180° в плоскости, перпендикулярной оси газовода.

На фиг.1 изображен общий вид газогенератора.

На фиг.2 показан фрагмент А на фиг.1 (вариант конструкции с перпендикулярным расположением перфорации к оси газовода).

На фиг.3 приведен вариант конструкции, в которой перфорации выполнены под углом к оси газовода.

На фиг.4 показан вариант конструкции, в которой перфорации выполнены только в верхней части газовода.

Газогенератор ракетно-прямоточного двигателя содержит корпус 1 с газоводом 2, одним концом закрепленным с передним днищем 3, а другим - с задним днищем 4, имеющим сопловой блок 5. С газоводом 2 посредством защитно-крепящего слоя 6 прочно скреплен заряд 7 высокометаллизированного топлива, имеющий бронирующее покрытие 8 на всех поверхностях, кроме торца, расположенного у переднего днища 3. В газоводе 2 выполнены перфорации 9.

Предлагаемое устройство работает следующим образом.

При воспламенении заряда 7 продукты сгорания высокометаллизированного твердого топлива проходят в канал газовода 2 через перфорации 9 и в дальнейшем истекают через сопло 5 в камеру дожигания ракетно-прямоточного двигателя. Вследствие малого свободного объема в камере газогенератора там поддерживается достаточно большая скорость газового потока и оседания частиц металла не происходит. В газоводе 2 также поддерживается достаточно высокая скорость газового потока посредством выбора необходимой площади проходного сечения, и там оседания частиц металла также не происходит. Скорость газового потока в перфорациях 9 и в газоводе 2 дозвуковая. При выгорании заряда 7 поверхность горения отодвигается в сторону сопла 5, и открываются новые перфорации 9, через которые начинает течь газ. Через перфорации 9, расположенные ближе к переднему днищу 3, расход продуктов сгорания уменьшается, а потом вообще становится близок к нулю, т.к. при перетекании газа через дальние перфорации 9 возникают большие гидравлические сопротивления, чем при течении газа через перфорации 9, расположенные у поверхности горения. Далее процесс идет аналогично до выгорания всего заряда 7. Вскрытие перфораций 9 происходит посредством разрушения защитно-крепящего слоя 6 под действием высокой температуры продуктов сгорания (˜2000°С), отходящих от горящей поверхности заряда 7. Кроме этого происходит воздействие перепада давления между свободным объемом газогенератора и каналом газовода 2, где скорость газового потока больше, чем в камере газогенератора. Этому процессу способствует также попадание на поверхность защитно-крепящего слоя 6 горящих частиц металла. Вскрытие перфораций 9 происходит только после прохождения ее горящим фронтом заряда 7. До этого момента в полости перфорации 9 образуется застойная зона, температура газа в которой ˜150...250°С. Резина, из которой выполнен защитно-крепящий слой 6, не разрушается за время работы газогенератора (˜200 с).

Вариант конструкции, представленный на фиг.3, позволяет уменьшить температуру в полости перфорации 9, которая выполнена под углом к оси газовода 2. В данном варианте увеличивается боковая поверхность перфорации 9, что ведет к более интенсивному охлаждению продуктов сгорания, попавших во внутреннюю полость перфорации 9. Это даст возможность повысить надежность конструкции.

Вариант конструкции, представленный на фиг.4, также позволяет повысить надежность конструкции за счет исключения случайного попадания горящих частиц металла под действием силы тяжести на поверхность защитно-крепящего слоя 6 из газовода 2 через перфорации 9.

Предлагаемое устройство позволяет увеличить содержание металлических энергетических добавок в топливе на 10...15% (т.е. поднять содержание металла в топливе до 70%) при практическом исключении потерь от оседания частиц металла в камере газогенератора. Это даст возможность увеличить удельную тягу ракетно-прямоточного двигателя с длительным временем работы на 20...30%.

ФОРМУЛА ИЗОБРЕТЕНИЯ

Газогенератор ракетно-прямоточного двигателя, содержащий корпус с передней и задней крышками, сопло, заряд торцевого горения из высокометаллизированного топлива, отличающийся тем, что заряд твердого топлива, имеющий бронирующее покрытие со всех сторон, кроме торца, обращенного к передней крышке, прочно скреплен посредством защитно-крепящего слоя с проходящим через канал заряда газоводом, площадь проходного сечения которого составляет от 5 до 20% от площади поверхности горения заряда, газовод закреплен, в свою очередь, на передней и задней крышках газогенератора, в верхней части газовода на дуге не более 180° и под углом не менее 30° к оси газовода в направлении сопла газогенератора выполнены перфорации, диаметр которых составляет не более 20% от толщины стенок газовода, а суммарная площадь перфораций не превышает 30% внутренней поверхности газовода.

www.freepatent.ru

Вибрационное горение в прямоточных воздушно-реактивных двигателях

Среди различных типов реактивных двигателей, используемых современной техникой, определенную область применения имеют прямоточные воздушно-реак­тивные двигатели. Схематически такой двигатель изобра­жен на рпс. 109. Отличительными особенностями этих

Рис. 109. Схема прямоточного воздушно реактив­ного двигателя.

Двпгателей надо считать следующие: во-первых, для сжигания горючего используется воздух, а во-вторых, давление этого воздуха пе повышается в различного рода компрессорах, имеющих механический привод. При дви­жении прямоточного двигателя в воздухе (справа налево на рнс. 109) встречный воздух попадает в диффузор а, где происходит торможение воздуха и связанное с этим повышение давления. За диффузором расположена камера сгоранпя б, которая заканчивается выходным соплом в.

Внутри камери сгорания помещается коллектор форсу­нок г для ввода горючего в воздух и стабилизатор пла­мени д. Как видно из этого краткого описания, идеализи­рованная схема прямоточного воздушно-реактивного дви­гателя может быть представлена в качестве трубы, внутри которой, главпым образом в зоне расположения стабили­затора происходит интенсивное горенпе. Более подроб­ное описание конструкции, принципов работы и других

Ряс. ІІО. Тишины© осциллограммы давления в прямоточном воздушно-реактивном двигателе (а—пормальное, о—жесткое, в— пуль опционное горение).

Характеристик подобных двигателей можно найти в спе­циальных руководствах, например книге М. М. Бонда — рюка и С. М. Ильященко1).

Названные авторы указывают в своей книге, что прп испытании прямоточных двигателей иногда наблюдаются колебания, имеющие акустическую частоту, характер­ную для двигателя в целом.

Неизбежные при техническом сжигании топлива малые и нерегулярные колебания давления и скорости принято ие выделять и такой процесс называть спокойным горе­нием. Если же амплитуды колебапий давления возрастают в несколько раз, по остаются существенно меньше сред­него избыточного давления и камере, а частота становится регулярной, то горепие принято называть «жестким». Если колебания давления достигают порядка среднего избыточного давления в камере сгорания прп регуляр­ном характере этих колебаний, то горение называют пульсацпонным. М. М. Бондарюк и С. М. Ильяшепко приводят типичные осциллограммы давления для этих случаев (а, б и в на рис. 110) и указывают, что жесткое и

Бондарюк М. М. и И л ь я ш е а к о С. М., Прямо­точные воздушно-реактивные двигатели, Оборонгиз, Москва, 1958.

Цульсациопное давление недопустимы в двигателях, так как онп могут привести к разрушению элементов его конструкции.

Очевидно, что в рассматриваемом случае наблюдается возбуждение акустических колебаний горением. Распо­ложенная в области стабилизатора зона интенсивного теплоподвода может возбудить продольные акустические колебания газового столба между входным сечением диф­фузора и выходным сечением сопла. Как известно из пре­дыдущих глав, для этого необходимо, чтобы фаза горепия (включая в это понятие и теплоподвод, и перемещение фронта пламени) была определенным образом увязана с фазой колебаний газового столба. Кроме того, должен существовать некоторый механизм обратной связп, кото­рый возмущал бы процесс горения в ритме акустических колебаний.

В экспериментах, специально поставленных Фенпом, Форни и Гармоном на модели камеры сгорапия прямоточ­ного воздушно-реактивного двигателя, для нзучеппя колебательных процессов в них, было зарегистрировано несколько типов колебания1). Один из этих типов обязан своим существо в аннем продольным акустическим колеба­ниям газового столба внутри тракта прямоточпого двига­теля. Авторы указанных экспериментов показали, что частота возникших колебаний в общем согласуется с час­тотой, определяемой по простейшей формуле типа фор­мулы (5.4), причем ими наблюдалось возбуждеппе только основного тона.

Надо сказать, что этн опыты были интересны по той причине, что в них краевые условия на входе в камеру сгорания и па выходе из нео (камора включала не только зону горения за стабилизатором, по и большой участок течения от топливных форсунок до стабилизатора) были такими, какие характерны для сверхзвуковой скорости полета. В камеру сгорания с цилиндрическим участком подготовки смесн, расположенным перед стабилизатором пламени, специальным компрессором нагнетался воздух, так., что давление виутрп камеры доходило до 2,5 ата.

‘) Fenn Y. В., Forney II., Garni on R., Industrial and Engineering Chemistry 43, № 7, 1951. Русский перевод в сбор­нике «Вопросы ракетной техники», № 4 (10), 1952.

31 Б. в. Раушонбаг

В результате в выходном сопле реализовалась критиче­ская скорость (т. е. достигалась местная скорость звука). Иа входе в трубу, в зоне расположения форсунок, про — t ходные сечения для протока воздуха были столь малы, что с акустической точки зрения входное сечение трубы следовало считать «закрытым». Как уже говорилось выще (см., например, § 2G), существование в некотором сечешш трубы критической скорости приводит к тому, что коле­бания скорости в этом сечешш становятся невозможными. Таким образом как во входном, так и в выходном сече — пии опытной установки краевые условия имели следую­щий вид: у=0. Эти краевые условия в некотором смысле противоположны тем, которые были реализованы в экспе­риментах по вибрационному горению, описанных в гл. V. Поскольку в опнсапных ранее опытах течение па входе п выходе из трубы было дозвуковым, в ннх реализовались краевые условия вида р=0. Хотя теоретически переход от краевых условий впда и=0 к краевым условиям вида /;=0 почти ничего не меняет (кроме распределения обла­стей неустойчивости по длине трубы), экспериментальное подтверждение этого факта представляет несомненный интерес.

С точкп зрения полученных ранее выводов становится понятным и тот факт, что в описываемых опытах возбу­ждался основной тон колебапий. Общая длина трубы, в которой ставились опыты, колебалась от 1525 мм до 1780 мм, а длина горячей части имела при этом порядок 350 мм, т. е. была относительно коротка. Казалось бы, в системе должна была возбудиться одна из высших гар­моник. Действительно, в опытах, приведенных па рпс. 50 и 51, при топ же относительной длине горячей части, приблизительно равной 0,2, возбуждались 3-я п 4-я гар — мопики. Однако в опытах с критическим истечением краевое условие у выходного копца трубы нмеет внд v=0, а не р=0, как это было в опытах, результаты кото­рых приведены на рис. 50 и 51. Следовательно, окрест­ность открытого выходного копца была иа этот раз окрест­ностью пучности, а не узла давления. Но тогда возбу­ждаемые частоты должны быть такими, какие свойственны трубам, в которых теплоподвод осуществляется вблизи пучности давления. В обычных условиях, прн обоих открытых концах трубы этому соответствует положение зоны теплоподвода в средней части трубы или, для трубы с одним закрытым концом, у закрытого конца. В обоих названных случаях, как это, в частности, следует и нз рнс. 50 и 51, должен возбуждаться основной тон (первая гармоника).

К сожалению, авторы описанных здесь опытов не рас­смотрели вопроса о механизме обратпой связп, который заставляет процесс горепия возмущаться в ритме акусти­ческих колебаппй. Чтобы привести пример одного из вероятных механизмов обратной связи в воздушно-реак­тивных двигателях, можно сослаться на мнение Николь — сона и Радклиффа, изучавших аналогичные процессы в форсажных камерах турбореактивных двигателей[15]). Онп объясняют возбуждение акустических колебапий возникновением переменного теплоподвода вследствие за­висимости полноты сгорания от коэффициента избытка воздуха и от величины скорости потока перед зоной горения. Если согласиться с этой точкой зреппя, то весь анализ вибрационного горения можпо будет построить аналогично задаче, рассмотренной в § 23—25. Единствен­ным отличием будут иные краевые условия, однако это не может оправдать повторення всех выкладок в настоя­щем параграфе.

Комментирование на данный момент запрещено, но Вы можете оставить

на Ваш сайт.

gazogenerator.com

Газогенератор газотурбинного двигателя

Газогенератор газотурбинного двигателя включает в себя осевой компрессор, камеру сгорания, турбину высокого давления с охлаждаемыми рабочими и диском основным с выполненными на его фланце отверстиями и несущим на себе диск покрывной с образованием между ними кольцевой полости. Кольцевая полость сообщена на выходе с внутренними полостями охлаждаемых рабочих лопаток, а на входе через отверстия во фланце диска основного сообщена с подходящей по уровню давления проточной частью промежуточной ступени компрессора через внутреннюю полость вала, соединяющего роторы компрессора и турбины. Между диском покрывным и фланцем диска основного выполнен радиальный кольцевой зазор, в полости которого размещен аппарат спутной закрутки, сообщенный с зоной вторичного воздуха камеры сгорания на входе и полостью радиального кольцевого зазора на выходе, переходящей в междисковую кольцевую полость. Изобретение направлено на повышение напорности системы охлаждения рабочих лопаток турбины высокого давления при отборе от промежуточной ступени компрессора путем использования смеси воздуха, отбираемого от промежуточной ступени компрессора, с воздухом, отбираемым из зоны вторичного воздуха камеры сгорания, а также повышения ресурса диска покрывного с одновременным снижением его массы за счет исключения ребер. 2 ил.

 

Изобретение относится к области газотурбинного двигателестроения и может найти применение при разработке высокотемпературных турбин газотурбинных двигателей.

Для охлаждения рабочих лопаток высокотемпературных газогенераторов используются два принципиальных вида отборов охлаждающего воздуха: отбор от промежуточной ступени компрессора; отбор из вторичной зоны камеры сгорания (за компрессором).

Выбор места отбора определяется потребной напорностью (перепадом давления в тракте охлаждения) рабочей лопатки и располагаемым хладоресурсом (разностью температур газа и охладителя).

Отбор воздуха из зоны вторичного воздуха камеры сгорания позволяет реализовать высоконапорные схемы охлаждения, в том числе и конвективно-пленочные, но обладает сниженным хладоресурсом из-за высокой температуры воздуха. Этот недостаток может быть устранен размещением в трассе подвода воздуха к рабочей лопатке теплообменника, обдуваемого потоком воздуха II контура, что реализовано в газогенераторе турбореактивного двухконтурного двигателя с форсажной камерой АЛ-31Ф (Турбореактивный двухконтурный двигатель с форсажной камерой АЛ-31Ф / Учебное пособие, под редакцией А.П.Назарова, издание ВВИА им. Н.Е.Жуковского, 1987 г., стр. 128-130). Это, в свою очередь, приводит к частичной потере напорности охладителя, а также к загромождению II контура и дополнительному весу. Дополнительным недостатком такого отбора является снижение экономичности газогенератора из-за энергетических затрат на сжатие воздуха.

Отбор воздуха от промежуточной ступени компрессора реализован в турбореактивном двухконтурном двигателе НК-56 (Учебное издание: Системы отбора воздуха из компрессора и транспортирование к потребителю: методические указания / составитель Н.Н. Старцев. - Самара: Издательство Самарского государственного аэрокосмического университета, 2011 г., стр. 45-46), в котором между трактовым кольцом пятой ступени компрессора высокого давления и диском пятой ступени организована кольцевая щель, через которую отбирается воздух внутрь ротора и подается через вал турбины на охлаждение рабочей лопатки турбины среднего давления, так как его напорности недостаточно для охлаждения рабочей лопатки турбины высокого давления.

Наиболее близким к заявленному является турбореактивный двухконтурный двигатель РД-33 (А.С. Виноградов, конструкция ТРДД РД-33, Электронное учебное пособие, Министерство образования и науки РФ. Издательство Самарского государственного аэрокосмического университета им.С.П. Королева, Самара, 2013), в котором охлаждающий воздух отбирается от пятой ступени компрессора высокого давления внутрь ротора и далее транспортируется внутри вала, попадая через отверстия во фланце диска турбины высокого давления в кольцевой зазор между дисками покрывным и основным, откуда после поджатия, благодаря наличию радиальных ребер на покрывном диске, поступает к охлаждаемым рабочим лопаткам.

Недостатком прототипа является ограниченная напорность, препятствующая применению перспективных схем охлаждения рабочих лопаток и вместе с этим форсированию газогенератора, а также ограниченный ресурс диска покрывного из-за наличия радиальных ребер.

Задачей настоящего изобретения является повышение напорности системы охлаждения рабочих лопаток турбины высокого давления при отборе от промежуточной ступени компрессора путем использования смеси воздуха, отбираемого от промежуточной ступени компрессора, с воздухом, отбираемым из зоны вторичного воздуха камеры сгорания, а также повышения ресурса диска покрывного с одновременным снижением его массы за счет исключения ребер.

Поставленная задача решается тем, что в газогенераторе газотурбинного двигателя, включающего в себя осевой компрессор, камеру сгорания, турбину с охлаждаемыми рабочими лопатками и диском основным с выполненными на его фланце отверстиями и несущим на себе диск покрывной с образованием между ними кольцевой полости, сообщенной с внутренними полостями охлаждаемых рабочих лопаток на выходе, а на входе через отверстия во фланце диска основного, сообщенной с подходящей по уровню давления проточной частью промежуточной ступени компрессора через внутреннюю полость вала, соединяющего роторы компрессора и турбины, согласно изобретению между диском покрывным и фланцем диска основного выполнен радиальный кольцевой зазор, в полости которого размещен аппарат спутной закрутки, сообщенный с зоной вторичного воздуха камеры сгорания на входе и полостью радиального кольцевого зазора на выходе, переходящей в междисковую кольцевую полость рабочего колеса.

Выполнение на входе в междисковую кольцевую полость радиального кольцевого зазора между диском покрывным и фланцем диска основного позволяет разместить в нем аппарат спутной закрутки и осуществить выпуск закрученного высокоэнергетического потока воздуха, отобранного из зоны вторичного воздуха камеры сгорания, непосредственно в междисковую кольцевую полость, при смешении которого с воздухом, отобранным от промежуточной ступени компрессора, повышается напорность воздуха, отбираемого от промежуточной ступени компрессора.

По сути, высокоэнергетический закрученный поток воздуха, вышедший из аппарата спутной закрутки, эжектирует поток воздуха, отбираемый от промежуточной ступени компрессора, и обеспечивает их интенсивное смешение.

Степень эжекции и напорность смеси зависит от соотношения расходов высокоэнергетического и низконапорного потоков воздуха.

Варьируя этими величинами для каждого конкретного газогенератора, возможно подобрать их оптимальное соотношение, удовлетворяющее необходимой напорности и температуре смеси.

Проведенное вычислительное моделирование при различных соотношениях в смеси расходов воздуха как отбираемого от промежуточной ступени, так и высокоэнергетического воздуха, отбираемого из вторичной зоны камеры сгорания, показало повышение напорности смеси по сравнению с прототипом даже при исключении подкачивающих ребер на диске покрывном.

Технический результат, на достижение которого направлено заявленное изобретение, заключается в повышении эффективности охлаждения рабочих лопаток и ресурса диска покрывного, с одновременным снижением его массы за счет исключения ребер. Это, в свою очередь, приводит к меньшей подгрузке диска основного, несущего диск покрывной, что повышает ресурс, и диска основного.

Сущность изобретения поясняется чертежами, где на фиг. 1 приведена принципиальная схема газогенератора с отбором охлаждающего воздуха от промежуточной ступени компрессора, а на фиг. 2 приведен увеличенный фрагмент фиг. 1.

Газогенератор включает в себя осевой компрессор 1, камеру сгорания 2, турбину высокого давления с охлаждаемыми рабочими лопатками 4 и диском основным 5 с выполненными на его фланце 6 отверстиями 7 и несущим на себе диск покрывной 8 с образованием между ними кольцевой полости 9, сообщенной на выходе с внутренними полостями рабочих лопаток 4, а на входе через отверстия 7 во фланце 6 диска основного 5 сообщенной с подходящей по давлению проточной частью промежуточной ступени 10 компрессора через внутреннюю полость вала 11, соединяющего роторы компрессора 1 и турбины, при этом между диском покрывным 8 и фланцем 6 диска основного 9 выполнен радиальный кольцевой зазор 12, в котором размещен аппарат спутной закрутки 13, сообщенный на входе с зоной вторичного воздуха 3 камеры сгорания 2, а на выходе с полостью радиального кольцевого зазора 12, сообщенной на выходе с междисковой полостью 9.

В работе воздух, отобранный от промежуточной ступени 10 компрессора 1, двигаясь по стрелке А внутрь ротора компрессора, охлаждает ступицы дисков последних ступеней компрессора и вал 11, соединяющий роторы компрессора и турбины. Проходя через отверстия 7 во фланце 6 диска основного 5 турбины высокого давления, охлаждающий воздух частично закручивается по вращению. При выходе из отверстий в радиальный кольцевой зазор 12 охлаждающий воздух дополнительно закручивается спутным высокоперепадным потоком воздуха, отбираемым из зоны вторичного воздуха камеры сгорания и подводимым к аппарату спутной закрутки. Последующее движение воздуха осуществляется в радиальном направлении к рабочим лопаткам 4 из междисковой кольцевой полости 9.

Газогенератор газотурбинного двигателя, включающий в себя осевой компрессор, камеру сгорания, турбину высокого давления с охлаждаемыми рабочими лопатками и диском основным с выполненными на его фланце отверстиями и несущим на себе диск покрывной с образованием между ними кольцевой полости, сообщенной на выходе с внутренними полостями охлаждаемых рабочих лопаток, а на входе через отверстия во фланце диска основного сообщенной с подходящей по уровню давления проточной частью промежуточной ступени компрессора через внутреннюю полость вала, соединяющего роторы компрессора и турбины, отличающийся тем, что между диском покрывным и фланцем диска основного выполнен радиальный кольцевой зазор, в полости которого размещен аппарат спутной закрутки, сообщенный со вторичной зоной камеры сгорания на входе и полостью радиального кольцевого зазора на выходе, переходящей в междисковую кольцевую полость.

www.findpatent.ru