Главная страница  |  Описание сайта  |  Контакты
СПОСОБ РАБОТЫ ВЫСОКОТЕМПЕРАТУРНОГО ГАЗОТУРБИННОГО ДВИГАТЕЛЯ И ВЫСОКОТЕМПЕРАТУРНЫЙ ГАЗОТУРБИННЫЙ ДВИГАТЕЛЬ
СПОСОБ РАБОТЫ ВЫСОКОТЕМПЕРАТУРНОГО ГАЗОТУРБИННОГО ДВИГАТЕЛЯ И ВЫСОКОТЕМПЕРАТУРНЫЙ ГАЗОТУРБИННЫЙ ДВИГАТЕЛЬ

СПОСОБ РАБОТЫ ВЫСОКОТЕМПЕРАТУРНОГО ГАЗОТУРБИННОГО ДВИГАТЕЛЯ И ВЫСОКОТЕМПЕРАТУРНЫЙ ГАЗОТУРБИННЫЙ ДВИГАТЕЛЬ

Патент Российской Федерации
Суть изобретения: Использование: в авиационном, судовом и автомобильном двигателестроении. Сущность изобретения: отбирают часть сжатого в компрессоре основного контура воздуха, осуществляют его охлаждение посредством теплообмена и нагрева сжигаемого в дополнительной камере сгорания топлива, в качестве которого используют криогенное топливо. Полученную во вспомогательном контуре избыточную мощность передают в основной контур путем сжатия воздуха в дополнительном каскаде компрессора. 2 с. п. ф-лы, 1 ил.
Поиск по сайту

1. С помощью поисковых систем

   С помощью Google:    

   С помощью Яндекс:  

2. Экспресс-поиск по номеру патента


введите номер патента (7 цифр)

3. По номеру патента и году публикации

2000000 ... 2099999   (1994-1997 гг.)

2100000 ... 2199999   (1997-2003 гг.)
Номер патента: 2006631
Класс(ы) патента: F02C7/12
Номер заявки: 4396864/06
Дата подачи заявки: 25.03.1988
Дата публикации: 30.01.1994
Заявитель(и): Уфимский авиационный институт им.Серго Орджоникидзе
Автор(ы): Гришин А.Н.
Патентообладатель(и): Гришин Александр Николаевич
Описание изобретения: Изобретение относится к авиадвигателестроению и теплоэнергетике.
Известны способы работы и конструкции двигателей [1] , в которых хладоресурс криогенного топлива используется для глубокого охлаждения воздуха перед его сжатием, а также для охлаждения горячих деталей проточной части.
К недостаткам этих способов и конструкций следует отнести невысокое повышение удельных характеристик двигателей и невысокую надежность их в работе.
Наиболее близким техническим решением к предлагаемому, выбранным в качестве прототипа, являются способ и устройство для его осуществления [2] .
Способ включает сжатие воздуха в основном контуре, отбор части сжатого воздуха во вспомогательный контур, последующее его охлаждение, сжатие, нагрев в дополнительной камере сгорания сжиганием топлива, расширение в дополнительных ступенях турбин, подачу и нагрев отобранной части в основной камере сгорания сжиганием углеводородного топлива вместе с основной частью воздуха в ступенях турбин.
К недостаткам способа и устройства относятся узкие функциональные возможности, недостаточно высокий КПД, повышенный вес и высокое отрицательное воздействие на окружающую среду.
Целью изобретения является расширение функциональных возможностей, повышение КПД, снижение веса и уменьшение отрицательного воздействия на окружающую среду.
Указанная цель достигается тем, что в способе охлаждение отобранной части сжатого воздуха осуществляют посредством теплообмена и нагрева сжигаемого в дополнительной камере сгорания топлива, в качестве последнего используют криогенное топливо, полученную во вспомогательном контуре избыточную мощность передают в основной контур путем сжатия воздуха в дополнительном каскаде компрессора.
В устройстве для осуществления способа вспомогательный контур снабжен дополнительным теплообменником, камеры сгорания и турбины основного и вспомогательного контуров снабжены системами охлаждения, камера сгорания основного контура - дежурными горелками, тракт подачи топлива вспомогательного контура - баком криогенного топлива и насосом, каналы охлаждения камеры сгорания и турбины основного контура подключены к выходу из дополнительного компрессора, оба теплообменника вспомогательного контура по нагреваемой среде последовательно соединены с трактом подачи криогенного топлива вспомогательного контура, а выход из тракта параллельно подключен к каналам охлаждения дополнительной камеры сгорания, каналам камеры сгорания промежуточного подогрева и каналам обеих турбин вспомогательного контура, причем выход из свободной турбины подключен к дежурным горелкам, а ее вал соединен с дополнительным каскадом компрессора посредством шестерен.
Функциональные возможности расширяются за счет использования во вспомогательном контуре криогенного топлива. Увеличение КПД достигается за счет более глубокого охлаждения отобранной части сжатого воздуха и практически неограниченного по Пк* и Тг* форсирования работы основного контура. Снижение веса достигается за счет передачи избыточной мощности из вспомогательного контура дополнительному каскаду компрессора, установленному в основном контуре. Уменьшение отрицательного воздействия на окружающую среду связано с отсутствие в предложенных способе и устройстве острой проблемы с утилизацией минерализованной воды после ее подготовки.
На чертеже изображена схема ГТД, реализующего способ.
Способ осуществляют следующим образом.
Воздух сжимают в компрессоре 1 и дополнительном каскаде компрессора 2, установленных в проточной части основного контура ГТД. Основная часть воздуха нагревается в камере сгорания 3 и расширяется в турбине 4. Отобранную за компрессором основного контура часть сжатого воздуха охлаждают теплообменном с топливом в теплообменнике 5, сжимают в дополнительном компрессоре 6, нагревают сжиганием в дополнительной камере сгорания 7 топлива, подогретого в теплообмненике 5, расширяют в турбине 8 и свободной турбине 9, связанной валом с дополнительным каскадом компрессора 2. Горячий газ вместе с несгоревшим топливом из вспомогательного контура смешивают с основной частью воздуха и нагревают сжиганием углеводородного топлива в камере сгорания 3.
Устройство, осуществляющее способ, содержит основной и вспомогательный контуры.
Основной контур включает компрессор 1, дополнительный каскад компрессора 2, камеру сгорания 3 и турбину 4.
Вспомогательный контур содержит теплообменник 5, дополнительные компрессор 6 и камеру сгорания 7, турбину 8, свободную турбину 9, связанную с дополнительным каскадом компрессора 2 посредством шестерен (не показаны). Во вспомогательном контуре между турбиной 8 и свободной турбиной 9 установлены камера 10 сгорания промежуточного подогрева, соединенная с промежуточной ступенью дополнительного компрессора 6, а также дополнительный теплообменник 11, связывающий по греющей среде каналы охлаждения 12 и 13 соответственно ротора и статора турбины 4.
Камера сгорания 3 имеет каналы охлаждения 14, подключенные входом к выходу дополнительного компрессора 6, а выходом к входу дополнительной камеры сгорания 7.
Топливный тракт вспомогательного контура включает бак 15 с криогенным топливом, насос 16, теплообменники 15 и 11, каналы охлаждения 17 и 18, 19 и 20 соответственно, камеры сгорания 7, турбины 8, камеры 10 сгорания промежуточного подогрева и свободной турбины 9.
Топливный тракт основного контура содержит топливный бак 21 с углеводородным топливом и насос 22.
Топливные тракты основного и вспомогательного контуров соединены с форсунками камер сгорания 3 и 7. Топливный тракт вспомогательного контура через каналы охлаждения 17-20 дополнительно соединен с проточными частями соответственно камеры сгорания 7, турбины 8, камеры 10 сгорания промежуточного подогрева и свободной турбины 9. Выход свободной турбины 9 связан с дежурными горелками (не показаны), установленными в камере сгорания 3. Выход дополнительного компрессора 6 соединен с входом дополнительной камеры сгорания перепускным краном 23.
Работает ГТД, осуществляющий способ, следующим образом.
Воздух сжимается в компрессоре 1 и дополнительном каскаде компрессора 2. Основная часть воздуха нагревается в камере сгорания 3 и раширяется в турбине 4. Отобранная часть воздуха охлаждается в телпообменнике 5, сжимается в дополнительном компрессоре 6, нагревается в каналах охлаждения 12-14 соответственно турбины 4 и камеры сгорания 3, нагревается сжиганием в камере сгорания 7 криогенного топлива, нагретого в теплообменниках 5 и 11, расширяется в турбине 8, нагревается сжиганием в камере 10 сгорания промежуточного подогрева криогенного топлива и расширяется в свободной турбине 9. Сжигание криогенного топлива в камерах сгорания 7 и 10 производится с коэффициентом избытка окислителя не больше единицы ( α≅1). Несгоревшее топливо сжигается в дежурных горелках камеры сгорания 3. (56) 1. Курзинер Р. И. Реактивные двигатели для больших сверхзвуковых скоростей полета. М. : Машиностроения, 1977, с. 185, 167-168.
2. Арсеньев Л. В. и Тырышкин В. Г. Комбинированные установки с газовыми турбинами. Л. : Машиностроение, 1982, с. 149, рис. IV-23.
Формула изобретения: 1. Способ работы высокотемпературного газотурбинного двигателя, включающий сжатие воздуха в основном контуре, отбор части сжатого воздуха во вспомогательный контур, последующие его охлаждение, сжатие, нагрев в дополнительной камере сгорания сжиганием топлива и расширение в дополнительных ступенях турбин, подачу и нагрев отобранной части в основной камере сгорания сжиганием углеводородного топлива вместе с основной частью воздуха, расширение в ступенях турбин, отличающийся тем, что, с целью расширения функциональных возможностей, повышения КПД, снижения массы и уменьшения отрицательного воздействия на окружающую среду, охлаждение отобранной части сжатого воздуха осуществляют посредством теплообмена и нагрева сжигаемого в дополнительной камере сгорания топлива, в качестве последнего используют криогенное топливо, полученную во вспомогательном контуре избыточную мощность передают в основной путем сжатия воздуха в дополнительном каскаде компрессора.
2. Высокотемпературный газотурбинный двигатель, содержащий основной контур, включающий компрессор, дополнительный каскад компрессора, основную камеру сгорания и турбину, вспомогательный контур, включающий теплообменник, дополнительные компрессор, камеру сгорания и турбину, свободную турбину, связанную валом с дополнительным каскадом компрессора, подключенную к входу свободной турбины камеру сгорания промежуточного подогрева, соединенную с промежуточной ступенью дополнительного компрессора и выходом дополнительной турбины, тракт подачи топлива, подключенный к форсункам камер сгорания соответственно основного и вспомогательного контуров, отличающийся тем, что вспомогательный контур снабжен дополнительным теплообменником, камеры сгорания и турбины основного и вспомогательного контуров снабжены системами охлаждения, камера сгорания основного контура - дежурными горелками, тракт подачи топлива вспомогательного контура - баком криогенного топлива и насосом, каналы охлаждения камеры сгорания и турбины основного контура подключены к выходу из дополнительного компрессора, оба теплообменника вспомогательного контура по нагреваемой среде последовательно соединены с трактом подачи криогенного топлива вспомогательного контура, а выход из тракта параллельно подключен к каналам охлаждения дополнительной камеры сгорания, каналам камеры сгорания промежуточного подогрева и каналам обеих турбин вспомогательного контура, причем выход из свободной турбины подключен к дежурным горелкам, а ее вал соединен с дополнительным каскадом компрессора посредством шестерен.