Главная страница  |  Описание сайта  |  Контакты
ГАЗОТУРБИННЫЙ ДВИГАТЕЛЬ, РАБОТАЮЩИЙ НА КРИОГЕННОМ ТОПЛИВЕ
ГАЗОТУРБИННЫЙ ДВИГАТЕЛЬ, РАБОТАЮЩИЙ НА КРИОГЕННОМ ТОПЛИВЕ

ГАЗОТУРБИННЫЙ ДВИГАТЕЛЬ, РАБОТАЮЩИЙ НА КРИОГЕННОМ ТОПЛИВЕ

Патент Российской Федерации
Суть изобретения: Газотурбинный двигатель, работающий на криогенном топливе, содержит камеру сгорания, выполненную по меньшей мере из одной жаровой трубы с лопаточным завихрителем, и трубчатый теплообменник-газификатор. В камере сгорания жаровая труба содержит испарительную камеру, которая образована двумя концентрично расположенными стенками жаровой трубы, скрепленными на выходе с днищем, а на выходе - с лопаточным завихрителем. Вдоль трубчатого теплообменника-газификатора выполнены распыливающие отверстия. Лопатки завихрителя выполнены полыми. Испарительная камера сообщается с внутренней полостью жаровой трубы через полые лопатки завихрителя. Вход теплообменника-газификатора в испарительную камеру расположен на выходе жаровой трубы. Испарительная камера содержит дополнительную поперечную перегородку с отверстиями. Внутренняя стенка жаровой трубы содержит ребра со стороны испарительной камеры. Обеспечиваются высокая надежность и ресурс двигателя за счет улучшения тепловой эффективности криогенного топлива при его испарении и газификации, а также охлаждение стенок камеры сгорания и воздушно-газового тракта, преимущественно лопаток турбины. 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: 2138661
Класс(ы) патента: F02C3/20, F23R3/32
Номер заявки: 96110335/06
Дата подачи заявки: 22.05.1996
Дата публикации: 27.09.1999
Заявитель(и): Акционерное общество "Авиадвигатель"
Автор(ы): Кузменко М.Л.; Снитко А.А.; Токарев В.В.; Кириевский Ю.Е.; Хрящиков М.С.
Патентообладатель(и): Акционерное общество "Авиадвигатель"
Описание изобретения: Изобретение относится к газотурбинным двигателям, использующим криогенное топливо: сжиженный природный газ или жидкий водород.
Известен газотурбинный двигатель НК-89 с системой подачи сжиженного природного газа и теплообменником- газификатором, установленным за турбиной, в котором сжиженный природный газ превращается из жидкого в газообразное состояние и в таком виде подается в камеру сгорания. В камере сгорания установлены керосиновые и газовые форсунки [1]. Теплообменник-газификатор расположен за турбиной двигателя. Такое расположение теплообменника-газификатора уменьшает расходное сечение газового тракта и увеличивает потери при работе двигателя. Кроме того, такая конструкция не позволяет использовать хладоресурс криогенного топлива для охлаждения стенок жаровых труб камеры сгорания и воздушно-газового тракта, преимущественно лопаток турбины.
Известен также воздушно- реактивный двигатель, содержащий систему подачи криогенного топлива с теплообменником в виде ряда труб, плотно навитых на охлаждаемую камеру сгорания [2].
Данная система предназначена в основном для прямоточных воздушно-реактивных двигателей, использующих хладоресурс топлива, в частности, водорода, метана, преимущественно для охлаждения наружных стенок камеры сгорания, и не предназначена для газотурбинных авиационных двигателей и наземных газовых турбин.
Наиболее близким к заявляемому является турбореактивный двигатель с теплообменником-газификатором, работающим на жидком водороде [3]. В теплообменнике, расположенном вокруг реактивного сопла и форсажной камеры сгорания, жидкий водород газифицируется и подается затем в турбину. После расширения в турбине газообразный водород по трубопроводам подается к коллекторам и далее через форсунки - в камеру сгорания двигателя. Двигатель такого типа относится к "паровоэдушному".
Недостатком известной конструкции является загромождение теплообменником расходного сечения наружного контура двигателя и увеличение потерь при работе двигателя, что снижает ресурс и надежность работы двигателя.
Данная конструкция не позволяет эффективно использовать хладоресурс криогенного топлива при его расширении и газификации для охлаждения стенок камеры сгорания и воздушно-газового тракта, преимущественно лопаток турбины.
Техническая задача, на решение которой направлено данное изобретение, заключается в повышении надежности и ресурса двигателя за счет улучшения тепловой эффективности криогенного топлива при его испарении и газификации, а также охлаждения стенок камеры сгорания и воздушно-газового тракта, преимущественно лопаток турбины.
Сущность изобретения заключается в том, что в газотурбинном двигателе, работающем на криогенном топливе, содержащем камеру сгорания, выполненную по меньшей мере из одной жаровой трубы с лопаточным завихрителем, и трубчатый теплообменник-газификатор, согласно изобретению в камере сгорания жаровой трубы содержит дополнительно испарительную камеру, а теплообменник-газификатор размещен в испарительной камере, которая образована двумя концентрично расположенными стенками жаровой трубы, скрепленными на выходе с днищем, а на входе - с лопаточным завихрителем, при этом вдоль трубчатого теплообменника-газификатора выполнены распыливающие отверстия, лопатки завихрителя выполнены полыми, а испарительная камера сообщается с внутренней полостью жаровой трубы через полые лопатки завихрителя, причем вход теплообменника-газификатора в испарительную камеру расположен на выходе жаровой трубы.
Кроме того, испарительная камера содержит дополнительную поперечную перегородку с отверстиями, а внутренняя стенка жаровой трубы-ребра - со стороны испарительной камеры. Предлагаемая конструкция двигателя может быть выполнена с индивидуальной кольцевой или с трубчато-кольцевыми жаровыми трубами в камере сгорания. При этом камера сгорания с трубчато-кольцевыми жаровыми трубами представляет собой гибридную камеру сгорания с индивидуальной зоной горения в отдельных жаровых трубах и зоной турбулентного смешивания в общем кольцевом газосборнике.
Выполнение жаровой трубы камеры сгорания с испарительной камерой, а теплообменника-газификатора непосредственно в испарительной камере жаровой трубы позволяет улучшить эффективность двигателя, увеличить его тягу и снизить расход топлива за счет улучшения тепловой эффективности криогенного топлива при его испарении и газификации непосредственно в испарительной камере.
Улучшение эффективности топлива достигается также за счет направления большего расхода воздуха для организации процесса горения, т.к. охлаждение стенок жаровых труб происходит за счет паров криогенного топлива в испарительной камере. Повышенная температура газов в камере сгорания обеспечивается за счет комбинированного охлаждения стенок жаровых труб парами криогенного топлива и воздухом, подаваемым компрессором в камеру сгорания.
При размещении хладагента непосредственно в жаровых трубах камеры сгорания осуществляется эффективное охлаждение воздушно-газового тракта, преимущественно сопловых и рабочих лопаток турбины. Концентрично расположенные стенки жаровой трубы скреплены на выходе с днищем, а на входе - с лопаточным завихрителем, образуя испарительную камеру, в которой размещен теплообменник-газификатор. Теплообменник - газификатор с распыливающими отверстиями выполняет новую функцию, а именно распылителя криогенного топлива. Выполнение лопаток завихрителя полыми позволяет подавать газообразное топливо в полое центральное тело, охватываемого лопатками завихрителя, а далее через перфорированную стенку центрального тела соединять испарительную камеру жаровой трубы с внутренней полостью, т.е. полостью горения жаровой трубы. Такая конструктивная особенность обеспечивает соединение полого центрального тела через втулку с керосиновой форсункой, которая является частью системы запуска и аварийной системы при работе двигателя на авиационном керосине и повышает надежность работы камеры сгорания.
Расположение входа теплообменника-газификатора в испарительную камеру на выходе жаровой трубы обеспечивает направленное течение паров криогенного топлива к фронтовому устройству и газовой форсунке в виде центрального тела, т. е. против течения газового потока в жаровой трубе, что снижает потери давления паров криогенного топлива в испарительной камере, а также предотвращает испарение топлива в газовых форсунках и на стенках жаровых труб, обращенных к полости горения.
Теплообменник-газификатор располагается в зоне наибольших температурных градиентов и повышенного теплоотвода в стенках жаровой трубы, что повышает тепловую эффективность криогенного топлива при его испарении и газификации. Кроме того, такое расположение уменьшает время перехода (3-5 с) от системы запуска на керосиновых форсунках к системе работы на криогенном топливе, а также обеспечивает переход на аварийную систему работы на керосиновых форсунках при отключении основной системы подачи криогенного топлива.
Выполнение дополнительной перегородки в испарительной камере позволяет образовать дополнительную предкамеру, что обеспечивает возможность использования промежуточного теплообменника-газификатора, например, расположенного за турбиной. При этом трубка газификатора может отсутствовать в испарительной камере, что упрощает конструкцию и повышает надежность соединения, а также позволяет осуществлять подачу паров и распыленного криогенного топлива.
Возможно выполнение трубки теплообменника-газификатора кольцевой с распиливающими отверстиями, при этом пары и аэрозоль подаются из предкамеры в испарительную камеру. Такое исполнение также повышает надежность работы камеры сгорания, не допуская попадания жидких частиц топлива на горячие стенки жаровой трубы на переходных режимах и при пусках двигателя.
Выполнение внутренней стенки жаровой трубы с ребрами со стороны испарительной камеры позволяет улучшить теплоотвод от нагретых стенок жаровой трубы и повысить эффективность криогенного топлива при его испарении и газификации, обеспечивая снижение термических напряжений в стенках жаровой трубы, возникающих вследствие перепадов температур на стенках жаровых труб.
На фиг. 1 представлена схема предлагаемого двигателя с подачей криогенного топлива и авиационного керосина;
на фиг. 2 показан элемент I на фиг.1 верхней части сечения камеры сгорания вдоль продольной оси одной из жаровых труб;
на фиг. 3 - элемент II на фиг.1 жаровой трубы с испарительной предкамерой;
на фиг. 4 - элемент II на фиг. 2 жаровой трубы с кольцевой трубкой-распылителем в испарительной предкамере.
Газотурбинный двигатель содержит компрессор 1 с турбиной 2 низкого давления, компрессор 3 с турбиной 4 высокого давления, камеру сгорания 5 с системой подачи криогенного топлива 6, а также теплообменник-газификатор с трубками 7. В газотурбинном двигателе имеются пусковая и аварийная системы подачи керосина 8 с керосиновой форсункой 9.
Камера сгорания 5 может быть выполнена трубчато-кольцевой с жаровыми трубами 10 и кольцевым газосборником II и дополнительно содержать в каждой из жаровых труб 10 испарительную камеру 12, а в ней - распылитель 13 криогенного топлива 6. Испарительная камера образована двумя концентрично расположенными внутренней стенкой 14 и наружной стенкой 15 жаровой трубы 10, скрепленными в ее фронтовой части 16 с полыми лопатками 17 завихрителя 18. Полое центральное тело 19 выполнено с рядами отверстий 20 в его стенке. На выходе 21 жаровой трубы 10 стенки 14 и 15 скреплены с днищем 22. Испарительная камера 12 сообщается отверстиями 20 в полом теле 19 через полые лопатки 17 завихрителя 18 с внутренней полостью 23 жаровой трубы 10.
Распылитель 13 криогенного топлива 6 выполнен из витков теплообменной трубки 7 с рядами отверстий 24. Внутренняя стенка 14 жаровой трубы 10 выполнена с витками спирального ребра 25, а вход 26 трубки 7 в испарительную камеру 12 расположен на выходе 21 жаровой трубы 10.
В испарительной камере 12 выполнена дополнительная перегородка 27 с отверстиями 28, а внутренняя стенка 14 жаровой трубы 10 имеет продольно-поперечные или спирально-кольцевые ребра 29 со стороны испарительной камеры 12, либо с кольцевыми ребрами 30. Поперечная перегородка 27 образует испарительную предкамеру 31. Кроме того, представлены расходный бак 32 криогенного топлива с трубопроводами 33, электронный регулятор 34 подачи криогенного топлива 6, турбонасосный агрегат 35, регулятор запуска 36, насос-регулятор 37 подачи керосина 8. Имеется диффузор 38 с "внезапным расширением" и сопловой аппарат 39 первой ступени турбины. Показаны факел 40 пламени керосиновой форсунки 9, факел 41 пламени газов криогенного топлива 6. В кольцевом газосборнике 11 выполнены отверстия 42 для подвода потока 43 воздуха в полость газосборника 11. Поток 44 газов криогенного топлива проходит через полые лопатки 17 завихрителя 18.
Предлагаемый двигатель работает следующим образом.
При запуске двигателя керосин 8 подается насосом-регулятором 37 в топливные форсунки 9 камеры сгорания 5. Поток воздуха 43, закрученный лопатками 17 завихрителя 18, смешиваясь с топливным аэрозолем керосина 8, воспламеняется факелом 40 от свечи зажигания (не показана).
После прогрева двигателя жидкая фаза криогенного топлива 6 из расходного бака 32 с помощью регулятора запуска 36 подается в турбонасосный агрегат 35, центробежный насос которого соединен с теплообменником-газификатором 7 и с испарительной камерой 12 каждой из жаровых труб 10, далее через распыливающие отверстия 24 теплообменной трубки 7, которая является одновременно распылителем 13 криогенного топлива 6, подается в полость испарительной камеры 12, испаряясь, газифицируется и далее через полые лопатки 17 завихрителя 18 и ряды отверстий 20 в полом теле 19 сжатый газ подается во внутреннюю полость 23 жаровой трубы 10, образуя поток 44. Во внутренней полости 23 смесь воспламеняется и горит факелом 41.
Источники информации
1. Журнал "Гражданская авиация", N1, 1996 г., стр. 10-13.
2. Теплообменные аппараты газотурбинного двигателя. Сборник статей под ред. Б. М.Митина, вып. 4, Труды ЦИАМ N 905, стр. 67.
3. Патент США N 3241311, НКИ 60-35.6, опубл. 1966 г.
Формула изобретения: 1. Газотурбинный двигатель, работающий на криогенном топливе, содержащий камеру сгорания, выполненную по меньшей мере из одной жаровой трубы с лопаточным завихрителем, и трубчатый теплообменник-газификатор, отличающийся тем, что в камере сгорания жаровая труба содержит дополнительно испарительную камеру, а теплообменник-газификатор размещен в испарительной камере, которая образована двумя концентрично расположенными стенками жаровой трубы, скрепленными на выходе с днищем, а на входе - с лопаточным завихрителем, при этом вдоль трубчатого теплообменника-газификатора выполнены распыливающие отверстия, лопатки завихрителя выполнены полыми, а испарительная камера сообщается с внутренней полостью жаровой трубы через полые лопатки завихрителя, причем вход теплообменника-газификатора в испарительную камеру расположен на выходе жаровой трубы.
2. Газотурбинный двигатель по п.1, отличающийся тем, что испарительная камера содержит дополнительную поперечную перегородку с отверстиями, а внутренняя стенка жаровой трубы - ребра со стороны испарительной камеры.