Главная страница  |  Описание сайта  |  Контакты
СПОСОБ ОРГАНИЗАЦИИ РАБОЧЕГО ПРОЦЕССА В ГАЗОТУРБИННОМ ДВИГАТЕЛЕ И ГАЗОТУРБИННЫЙ ДВИГАТЕЛЬ
СПОСОБ ОРГАНИЗАЦИИ РАБОЧЕГО ПРОЦЕССА В ГАЗОТУРБИННОМ ДВИГАТЕЛЕ И ГАЗОТУРБИННЫЙ ДВИГАТЕЛЬ

СПОСОБ ОРГАНИЗАЦИИ РАБОЧЕГО ПРОЦЕССА В ГАЗОТУРБИННОМ ДВИГАТЕЛЕ И ГАЗОТУРБИННЫЙ ДВИГАТЕЛЬ

Патент Российской Федерации
Суть изобретения: Использование: в транспортных и стационарных установках. Сущность изобретения: топливо подают через вал, диск и сопловую лопатку первой ступени многоступенчатой турбины, выпускают его навстречу сжатому в компрессоре воздуху и сжигают топливо в межлопаточных каналах. На форсажных режимах осуществляют дополнительно подачу топлива из лопаток последней ступени турбины, подвод воздуха из наружного контура и сжигание топлива в расположенной за этими лопатками сопловой решетке. 2 с. и 1 з. п. ф-лы, 4 ил.
Поиск по сайту

1. С помощью поисковых систем

   С помощью Google:    

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: 2009350
Класс(ы) патента: F02C3/16
Номер заявки: 4944667/06
Дата подачи заявки: 14.06.1991
Дата публикации: 15.03.1994
Заявитель(и): Серков Анатолий Гаврилович
Автор(ы): Серков Анатолий Гаврилович
Патентообладатель(и): Серков Анатолий Гаврилович
Описание изобретения: Изобретение относится к способу организации сгорания топлива в газотурбинных двигателях (ГТД), преимущественно авиационных, устройству для его осуществления и может быть использовано в транспортных и стационарных установках.
Известны способы сгорания топлива в ГТД, основанные на сжигании топлива в специально встраиваемых камерах сгорания (КС) между компрессором и турбиной (1). При этом топливо через форсунки впрыскивается в объем пламенной трубы, которая соответствующим образом охлаждается избыточным воздухом.
Недостатком известных способов организации сгорания топлива является повышенный расход воздуха, необходимый как для горения, так и охлаждения КС и лопаток, наличие камеры сгорания.
Наиболее близким к предлагаемому является способ организации сжигания топлива в ГТД, заключающийся в подаче топлива через вал, диск и лопатку, выпуске его навстречу сжатому в компрессоре воздуху и сгорании в межлопаточных каналах турбины с получением газа (2). Недостатками его является низкий КПД, повышенные массогабаритные характеристики двигателя и неустойчивый характер горения.
Целью изобретения является повышение КПД, снижение массогабаритных характеристик и стабилизации горения.
Поставленная цель достигается тем, что при выполнении двигателя с наружным контуром топливо выпускают из лопатки в районе ее входной кромки, при работе двигателя на форсажном режиме топливо дополнительно подают из лопаток последней ступени турбины, осуществляют подвод воздуха из наружного контура и смешивание его с топливом и газом, а сгорание осуществляют в расположенной за этими лопатками сопловой решетке.
В газотурбинном двигателе для осуществления этого способа, содержащем компрессор, многоступенчатую турбину, расположенные за компрессором двухпрофильные лопатки, имеющие отверстия для подачи охлаждающего воздуха, и силовые стойки, двухпрофильные лопатки выполнены сопловыми и с открытой нишей в хвостовой части. Двигатель может быть снабжен расположенной за последней ступенью турбины сопловой решеткой с лопатками, имеющими крышки и полости, подключенные к наружному контуру, причем крышки установлены с возможностью регулирования расхода воздуха наружного контура, а лопатки сопловой решетки и стойки выполнены с отверстиями по их периметру.
На фиг. 1 представлен двигатель, продольный разрез; на фиг. 2 - развертка сопловых лопаток КВД и лопаток первой ступени турбины; на фиг. 3 - узел Г на фиг. 1; на фиг. 4 - сечение А-А на фиг. 3.
Газотурбинный двигатель содержит вентилятор 1, компрессор высокого давления (КВД) 2, за которым расположены сопловые двухпрофильные лопатки 3 с открытой нишей в хвостовой части, турбины высокого (ТВД) 4 и низкого (ТНД) 5 давления, сопловую решетку 6 и форсажную камеру 7. Лопатки ТВД 4 и ТНД 5 выполнены с отверстиями для подачи топлива 8 в районе входной кромки лопаток первой и 9 в хвостовой части лопаток второй ступени. Лопатки сопловой решетки 6 снабжены крышками 10, установленными с возможностью регулирования расхода воздуха из наружного контура 11 двигателя. На входе в форсажную камеру 7 установлены силовые стойки 12. Лопатки последних и сопловой решетки 6 выполнены с отверстиями по их периметру.
При нормальном режиме работы двигателя топливо подают через вал, диск и отверстия 8 лопаток ТВД 4 навстречу сжатому воздуху, поступающему из КВД 2 через лопатки 3. Происходит энергичное перемешивание топлива с воздухом. Образовавшуюся топливо-воздушную смесь воспламеняют одним из известных способов и сжигают в межлопаточных каналах ТВД 4.
При работе двигателя в форсажном режиме осуществляют дополнительную подачу топлива через отверстия 9 в лопатках ТНД 5 и воздуха из наружного контура 11 через крышки 10 лопаток сопловой решетки 6 через отверстия в них, смешивают их с газами внутреннего контура и сжигают в межлопаточных каналах сопловой решетки 6. Количество подаваемого дополнительного воздуха регулируют положением крышек 10.
Реализация предлагаемого способа позволяет исключить из конструкции двигателя камеру сгорания и сократить потребную длину форсажной камеры, что позволяет снизить массогабаритные характеристики двигателя, повысить КПД цикла, приблизив горение к стехиометрическому. Выполнение сопловых лопаток 3 двухпрофильными с открытой нишей в хвостовой части позволяет создать в полости последних устойчивые очаги горения, что позволяет стабилизировать горение. Выпуск топлива в районе входной кромки навстречу воздуху увеличивает дальнобойность струи топлива без опасения ее сноса в межлопаточные каналы турбины до ее воспламенения.
Ввиду малых единичных объемов межлопаточных каналов по сравнению с диаметром КС преобладающей формой теплообмена является конвентивная, лучистый теплообмен, практически, отсутствует, что упрощает организацию охлаждения лопаток. Для улучшения выгорания топлива лопатки турбины могут быть покрыты соответствующим катализатором. Отсутствие КС снижает общее газовое сопротивление внутреннего контура. (56) 1. Пономарев Б. А. Настоящее и будущее авиационных двигателей, М. : Воениздат, 1982, с. 47.
2. Патент США N 2.579049, кл. 60-39.35, опубл. 1951.
Формула изобретения: 1. Способ организации рабочего процесса в газотурбинном двигателе, заключающийся в подаче топлива через вал, диск и лопатки первой ступени многоступенчатой турбины, выпуске его навстречу сжатому в компрессоре воздуху, сжигании топлива в межлопаточных каналах турбины, отличающийся тем, что, с целью повышения КПД, снижения массогабаритных характеристик и стабилизации горения при выполнении двигателя с наружным контуром, выпуск топлива из лопаток осуществляют в районе их входных кромок, при работе двигателя на форсажном режиме дополнительно осуществляют подачу топлива из лопаток последней ступени турбины, подвод воздуха из наружного контура и сжигание топлива в расположенной за этими лопатками сопловой решетке.
2. Газотурбинный двигатель, содержащий компрессор, многоступенчатую турбину, расположенные за компрессором двухпрофильные лопатки, имеющие отверстия для подачи охлаждающего воздуха, силовые стойки, отличающийся тем, что, с целью повышения КПД, снижения массогабаритных характеристик и стабилизации горения при выполнении двигателя с наружным контуром, двухпрофильные лопатки выполнены сопловыми с открытой нишей в хвостовой части.
3. Двигатель по п. 2, отличающийся тем, что он снабжен расположенной за последней ступенью турбины сопловой решеткой с лопатками, имеющими крышки и полости, подключенные к наружному контуру, причем крышки установлены с возможностью регулирования расхода воздуха наружного контура, а лопатки сопловой решетки и стойки выполнены с отверстиями по их периметру.