Главная страница  |  Описание сайта  |  Контакты
ГАЗОТУРБИННЫЙ ДВИГАТЕЛЬ ГЛУЗДАКОВА Ю.С.
ГАЗОТУРБИННЫЙ ДВИГАТЕЛЬ ГЛУЗДАКОВА Ю.С.

ГАЗОТУРБИННЫЙ ДВИГАТЕЛЬ ГЛУЗДАКОВА Ю.С.

Патент Российской Федерации
Суть изобретения: Использование: в двигательных установках, автономных приводах и приводах энергетических установок. Сущность изобретения: газовая турбина расположена, концентрично кольцевому отводу компрессора /К/ и имеет равномерно расположенные по внутренней поверхности рабочего колеса PK камеры сгорания, KC вход в каждой из которой расположен в кольцевом отводе над лопатками направляющими лопатками K и ориентирован на ее выход, а выход каждой из KC выполнен выступающим за внешнюю поверхность PK и в форме сопла Лаваля. 3 с.п.ф-лы, 2 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: 2078968
Класс(ы) патента: F02C3/16
Номер заявки: 93029863/06
Дата подачи заявки: 08.06.1993
Дата публикации: 10.05.1997
Заявитель(и): Глуздаков Юрий Семенович
Автор(ы): Глуздаков Юрий Семенович
Патентообладатель(и): Глуздаков Юрий Семенович
Описание изобретения: Изобретение относится к двигателестроению и может быть использовано в двигательных установках, автономных приводах, приводах энергетических установок.
Известен газотурбинный двигатель (ГТД) [1] содержащий центробежный компрессор, камеры сгорания, рабочую турбину. В таком ГТД сжатый атмосферный воздух из компрессора поступает в камеру сгорания, туда же попадает топливо, которое сгорая, нагревает воздух; затем в газовой турбине энергия газообразных продуктов сгорания преобразуется в механическую работу.
Недостатком подобного газотурбинного двигателя является то, что большая часть энергии газообразных продуктов сгорания, преобразуемой в механическую работу, расходуется на сжатие воздуха в компрессоре, остальная часть работы передается на приводимый агрегат. Работа, потребляемая этим агрегатом, является полезной работой газотурбинного двигателя. В современных ГТД КПД компрессоров и турбин соответственно составляет 0,88 0,9 и 0,9 0,92. Температура газа перед турбиной в транспортных и стационарных ГТД составляет 1100 1200oК. Достижение таких температур стало возможным благодаря изготовлению деталей ГТД из жаропрочных материалов и применению охлаждения его элементов. При достигнутом совершенстве прочной части и температуре газов 1000oК к.п.д. двигателя, работающего на простейшей схеме, не превышает 25% Недостатком двигателя является также ограничение прочности лопаток рабочей турбины в зависимости не только от температуры газообразных продуктов сгорания, но и от окружной скорости самих лопаток рабочей турбины (допускаемой значение 520 м/с). Указанный недостаток существенно снижает надежность ГТД.
Известен газотурбинный двигатель Рори Самерест Де Чер (Великобритания) [2] содержащий расположенную между осевыми лопаточными колесами компрессора и турбины камеру сгорания, прочная часть которой на входе и выходе разделена продольными, установленными под углом к оси камеры лопастями на изолированные каналы и с последовательно расположенными конфузорными и расширяющимися участками, причем с целью повышения удельной мощности лопасти укреплены на ступице, размещенной на валу с возможностью свободного вращения, а угол установки лопастей противоположен углу установки лопаток турбины и компрессора.
Хотя данное техническое решение позволяет повысить удельную мощность газотурбинного двигателя путем увеличения теплонапряженности камеры сгорания без увеличения напряжений в ее конструктивных элементах, однако большая часть энергии газообразных продуктов сгорания преобразуемой в механическую работу, расходуется на сжатие воздуха в компрессоре, а лопатки рабочего колеса турбины находятся в зоне высокой температуры, что отрицательно сказывается на их прочности, прочность лопаток рабочей турбины ограничена и их окружной скоростью.
Известна газотурбинная установка [3] содержащая корпус, одноколесный ротор в виде открытого диска с общими рабочими лопатками, парциальный диффузор компрессора (или кольцевой отвод), камеру сгорания и парциальный сопловый аппарат, расположенные по окружности вокруг ротора, входной осевой патрубок с секторным ограничителем, выхлопной патрубок, причем с целью повышения эффективности диск ротора выполнен профилированным с увеличивающимся по ходу движения газов диаметром, на его входном участке расположены изогнутые лопатки направляющего аппарата аксиального типа, рабочие лопатки выполнены выступающими за край диска, профилированными с изгибом в осевых плоскостях и плавно сопряжены с лопатками направляющего аппарата, а сопловой аппарат турбины выполнен осевым.
Данное техническое решение повышает эффективность газотурбинной установки путем возвращения энергии, затраченной на сжатие воздуха в компрессоре, но это возвращение будет не полным, а частичным, т.к. имеют место потери (тепловые, газодинамические, механические и т.п.). Рабочие лопатки подвержены температурной нагрузке, что ограничивает их прочность, окружные скорости рабочих лопаток также имеют предельное значение 520 м/с.
Известна реактивная турбина внутреннего сгорания [4] принятая за прототип, содержащая реактивную турбину, активную газовую турбину, компрессор и вал. Вал установлен в шарикоподшипниках, монтированных в корпус. На валу расположены компрессор и реактивная турбина. Реактивная турбина содержит камеры сгорания и сопла, а активная турбина лопатки.
Недостатком реактивной турбины внутреннего сгорания является то, что большая часть энергии газотурбинных продуктов сгорания, преобразуемой в механическую работу, расходуется на сжатие воздуха в компрессоре, а лопатки активной газовой турбины находятся в зоне высокой температуры, что отрицательно сказывается на их прочности.
Изобретение позволяет решить задачи: повысить коэффициент полезного действия двигателя как тепловой машины, повысить надежность двигателя, значительно расширить номенклатуру применяемого топлива. Техническим результата является сокращение энергетических затрат на сжатие воздуха в компрессоре газотурбинного двигателя, т.к. сжатие воздуха происходит в газовой турбине, а величина сжатия зависит от скорости ее вращения и скорости потока воздуха, создаваемого компрессора. При этом степень повышения давления воздуха в компрессоре не более 1,15, а энергетические затраты на его работу составляют менее 4% от всей энергии газообразных продуктов сгорания, преобразуемой в механическую работу, что позволяет повысить коэффициент полезного действия. Техническим результатом является возникновение реактивной тяги в газовой турбине вследствие увеличения количества движения рабочего тела, проходящего через нее, при этом расширяется номенклатура применяемого топлива и увеличивается надежность газотурбинного двигателя. Техническим результатом является и уменьшение отношения массы двигателя к его мощности, что достигается уменьшением веса компрессора путем сокращения числа его ступеней, исключением лопаток газовой турбины.
Поставленная задача и технический результат достигается тем, что газотурбинный двигатель, содержит корпус с размещенными внутри него компрессором, включающим ротор с установленным на его валу диском с рабочими лопатками, кинематически связанным с валом турбины и кольцевой отвод, концентрично расположенную относительно последнего газовую турбину, камеры сгорания, равномерно расположенные по внутренней поверхности рабочего колеса газовой турбины на одинаковом расстоянии от центра вращения и жестко на нем закрепленные, вход в которые выполнен в виде диффузора, а выход в форме сопла, форсунки, установленные в камере сгорания и связанные с топливными трубками, причем, компрессор снабжен направляющим аппаратом, вход каждой из камер сгорания расположен в кольцевом отводе над лопатками направляющего аппарата и ориентирован на ее выход, а выход каждой из камер сгорания выполнен выступающим за внешнюю поверхность рабочего колеса и в форме сопла Лаваля. Камера сгорания снабжена сверхзвуковым диффузором. Газотурбинный двигатель снабжен генератором, имеющим обмотки, статор, совмещенный с корпусом двигателя и ротор, кинематически связанный посредством передачи с валом турбины. Камеры сгорания снабжены электродами, установленными в выходной части диффузора и электрически связанные с обмотками статора генератора.
Повышение коэффициента полезного действия двигателя как тепловой машины происходит, во-первых, за счет сокращения энергетических затрат на сжатие воздуха в компрессоре, так как газовая турбина снабжена камерами сгорания, каждая из которых содержит диффузор, форсунки и сопло Лаваля и которые вместе с газовой турбиной вращаются навстречу потоку воздуха, создаваемому компрессором, и работают с незначительными потерями по циклу Брайтона (Реактивные двигатели. Под ред. О.Е.Ланкастера. М. Военное издательство МО СССР, 1962. стр. 241 242). Воздух поступает в диффузор и изэнтропически сжимается с возрастанием энтальпии, пропорциональной квадрату скорости движения воздушного потока. После повышения давления воздуха в диффузоре впрыскивается топливо. Повышение энтальпии за счет тепла, выделяющегося при сгорании топлива, происходит при постоянном давлении. Продукты сгорания истекают из реактивного сопла со скоростью, прямо пропорциональной квадратному корню из изменения энтальпии в сопле, при этом создается реактивная тяга, вращающая газовую турбину. Газовая турбина приводит во вращение вал компрессора таким образом, что выходящий из компрессора поток движется навстречу вращению газовой турбины. Чем больше скорость вращения газовой турбины, тем больше скорость встречного потока воздуха, поступающего в диффузор камеры сгорания. Так как скорость потока воздуха, поступающего в диффузор, складывается из скорости вращения газовой турбины и встречной скорости воздушного потока, создаваемого компрессором, то при скоростях M 2 (где M число Маха) воздушного потока, входящего в диффузор камеры сгорания, достигается наибольшая экономичность работы камеры сгорания в сравнении с любой другой теплосиловой установкой (Бондарюк М. М. Ильяшенко С.М. Прямоточные воздушно-реактивные двигатели. Оборон. Гиз. 1958, стр. 20, 21), использующей углеводородное топливо. При этом для получения максимально возможной эффективной тяги камер сгорания необходимо иметь максимально возможный коэффициент восстановления давления диффузора, который определяется отношением давления заторможенного потока, прошедшего диффузор, к давлению идеально заторможенного потока, а коэффициент расход-отношение истинного расхода через диффузор к максимально возможному равен единице. Коэффициент полезного действия двигателя как тепловой машины можно повысить путем интенсификации процесса горения при ионизации воздуха, выходящего из диффузора и поступающего в камеру сгорания. При вращении газовой турбины вращается ротор генератора, а в обмотках его статора индуцируется ЭДС, которое преобразуется в необходимое значение напряжения. Электроды камеры сгорания электрически связаны с обмоткой статора генератора, следовательно, при вращении газовой турбины генератор вырабатывает напряжение, необходимое для процесса ионизации воздуха, проходящего через диффузор, Степень ионизации воздуха определяется величиной напряжения на электродах и расстоянием между ними. Величина напряжения процесса ионизации составляет 10 20 кВ. Ионизированный воздух, содержащий молекулы озона (O3), образованные в процессе ионизации молекул кислорода (O2), интенсифицирует процесс горения различных видов топлива, так как озон (O3) является более сильным окислителем, чем кислород (O2). Процесс горения становится более полным, а тепловая энергия увеличивается, увеличивается и полезная работа газовой турбины. Это позволяет расширить номенклатуру применяемого топлива, уменьшить выделение CO, CH и т.д. Воздушный поток, движущийся по кольцевому отводу компрессора, отводит тепло от внутренней поверхности газовой турбины, нагретой в процессе работы камер сгорания, а также и от самих поверхностей камер сгорания, находящихся в воздушном потоке. Повышение температуры воздуха, поступающего в диффузор камеры сгорания, повышает эффективность ее работы.
Повышение надежности газотурбинного двигателя обусловлено улучшением условий работы газовой турбины. Это достигается наиболее полным использованием энергии расширения рабочего тела (газа), проходящего через камеры сгорания газовой турбины, работающие с незначительными потерями по циклу Брайтона. При этом камеры сгорания можно теплоизолировать, уменьшив нагрев конструктивных элементов газовой турбины: подшипниковых узлов, мест крепления передач и т. д. но оставив нагретыми те части газовой турбины и камер сгорания, которые соприкасаются с воздушным потоком, поступающим в диффузор камер сгорания.
На фиг. 1 изображена кинематическая схема газотурбинного двигателя; на фиг.2 расположение камер сгорания газовой турбины.
Газотурбинный двигатель (фиг.1) содержит корпус 1, внутри которого установлен компрессор 2, имеющий ротор, выполненный, например, в виде осевой и центробежной ступени. В корпусе 1 размещена газовая турбина 3, на внутренней поверхности рабочего колеса которой жестко закреплены три камеры сгорания 4, причем равномерно расположены и находятся на одинаковом расстоянии от центра вращения рабочего колеса турбины 3. Каждая из камер сгорания 4 снабжена (фиг. 2) диффузором 5, соплом Лаваля 6, форсунками 7. Форсунки 7 связаны с топливными трубками 8 расположенными на рабочем колесе газовой турбины 3. Кольцевой отвод 9 и рабочее колесо газовой турбины 3 расположены концентрично с возможностью частичного перекрытия рабочим колесом турбины 3 внешней поверхности кольцевого отвода 9, с образованием кольцевого канала. Камеры сгорания 4 снабжены электродами 10 установленными в выходной части диффузора 5. Диффузор 5 выполнен для сверхзвукового потока. Газовая турбина 3 кинематически связана посредством передачи 11 с валом компрессора 2. Внутренняя поверхность камеры сгорания 4 и сопла Лаваля 6 покрыта тугоплавким материалом, точка плавления которого лежит выше 3000oC, например, карбид титана TiC с температурой плавления 3200oC или другие материалы) (М.Фертрегт. Основы космонавтики. "Просвещение". 1969 г. стр.85). Диффузоры 5 размещены в кольцевом отводе 9 над лопатками направляющего аппарата 102 компрессора 2 и ориентированы на его выход, а выход каждой из камер сгорания 4 представляет собой сопло Лаваля 6 и выполнен выступающим за наружный контур рабочего колеса газовой турбины 3. В корпусе 1 расположен выходной вал 13, который посредством передачи 14 кинематически связан с газовой турбиной 3. На корпусе 1 жестко закреплены статор синхронного генератора 15 (а его ротор посредством передачи 16 кинематически связан с валом газовой турбины 3), трансформатор 17, блок управления 18 и насос 19 (например, поршневой ротационный). Статор синхронного генератора 15 через трансформатор 17 и блок управления 18 электрически связан с электродами 10 камер сгорания 4, при этом токоведущие части изолированы от металлических частей газовой турбины 3. Насос 19 кинематически посредством наклонной шайбы 20, шарнирных тяг 21 и передачи 16 связан с газовой турбиной 3. Напорный штуцер насоса 19 расположен соосно оси вращения газовой турбины 3 и всасывающим патрубком топливных трубок 8 (не показаны). Топливные трубки 8 расположены на рабочем колесе газовой турбины 3, имеют теплоизоляцию и связывают форсунки 7 камер сгорания 4 со всасывающим патрубком топливной магистрали. Наклонная шайба 20 кинематически связана с плечом рычага 22 закрепленным к корпусу насоса 19, другое плечо рычага 22 кинематически связано с сервомотором 23 известного регулятора скорости вращения (А. А.Шевяков. Автоматика авиационных и реактивных силовых установок. М. Машиностроение, 1965, стр. 129, 130). Сервомотор 23 закреплен к корпусу 1, причем правая половина сервомотора 23 соединена с напорным патрубком насоса 19, левая через жиклер регулятора скорости вращения. Чувствительный элемент регулятора скорости вращения таходинамо, кинематически связанное с газовой турбиной 3. Блок управления 18 содержит регулятор напряжения 24, кинематически связанный посредством передачи 25 с якорем электромагнита 26, причем передача 25 и электромагнит 26 закреплены к корпусу 1. Электромагнит 26 электрически связан с магнитным усилителем известного ограничителя максимальной температуры газа (А. А.Шевяков. Автоматика авиационных и ракетных силовых установок.М. Машиностроение, 1965, стр.137, 138).
Температура газа измеряется блоком термопар (которые установлены в камере сгорания) и электрически связана с магнитным усилителем ограничителя температуры газа.
Газотурбинный двигатель работает следующим образом. Обеспечив начальную раскрутку компрессора 2 и газовой турбины 3 посредством, например, турбостартера, вращающиеся лопатки осевой ступени компрессора 2 оказывают силовое воздействие на воздух, заставляя его сжиматься и перемещаться параллельно оси вращения к лопаткам рабочего колеса центробежной ступени компрессора 2. Воздуху, находящему между лопатками рабочего колеса центробежной ступени компрессора 2, сообщается вращательное движение, вследствие чего на него действует центробежная сила. Под действием этой силы воздух перемещается от оси периферии рабочего колеса, сжимается, приобретает скорость и, пройдя через направляющий аппарат 12 компрессора 2, поступает в кольцевой отвод 9, где движется навстречу вращению газовой турбины 3, а, следовательно, и диффузорам 5 камер сгорания 4. Сжатие воздуха происходит в диффузорах 5. Вращаясь, газовая турбина 3 приводит в действие насос 19 посредством передачи 16, наклонной шайбы 20 и шарнирах тяг 21. Насос 19 нагнетает топливо, которое из напорного патрубка поступает во всасывающий патрубок, а затем по топливным трубкам 8 поступает к форсункам 7 камер сгорания 4, где и распыляется. Воздушный поток из диффузора 5 поступает в камеру сгорания 4, где перемешивается с топливом, распыляемым форсунками 7. Полученная смесь воспламеняется от свечи или иного известного воспламенителя (не показан). Сгорание топливно-воздушной смеси сопровождается истечением продуктов сгорания из сопла Лаваля 6, возникновением реактивной тяги в камерах сгорания 4, вращающей газовую турбину 3, с увеличением числа ее оборотов и, соответственно, увеличением числа оборотов ступеней компрессора 2 через передачу 11. Чем больше скорость вращения газовой турбины 3, тем больше скорость встречного потока воздуха, поступающего в диффузоры 5 камер сгорания 4, т.к. скорость потока воздуха, поступающего в диффузоры 5, складывается из скорости вращения газовой турбины 3 и встречной скорости воздушного потока, создаваемого компрессором 2. Газовая турбина 3 и ступени компрессора 2 достигают таких чисел оборотов, при которых двигатель самостоятельно переходит на рабочий режим, при этом газовая турбина 3 через передачу 14 приводит во вращение выходной вал 13, присоединяемый к приводимому агрегату. При увеличении чисел оборотов газовой турбины 3 выше допустимого сигнал от таходинаморегулятора скорости вращения увеличивается, увеличивается и проходное сечение жиклера, в результате чего давление в левой полости сервомотора 23 уменьшится и поршень сервомотора 23 через рычаг 22 передвинет наклонную шайбу 20; установив ее на меньший угол наклона. Насос 19 начнет подавать меньшее количество топлива в камеры сгорания 4, при этом число оборотов газовой турбины 3 уменьшается.
При применении различного топлива процесс горения необходимо интенсифицировать, обеспечив тем самым необходимую мощность двигателя. Газовая турбина 3 через передачу 16 вращает ротор синхронного генератора 15, и в обмотках его статора наводится ЭДС. Величина индуктированной ЗДС преобразуется посредством трансформатора 17 и блока управления 18 в необходимую величину напряжения в соответствии с применяемым топливом, а затем подводится к электродам 10 камеры сгорания 4. Воздушный поток, сжимаясь в диффузоре 5; проходит затем между электродами 10, ионизируясь. Степень ионизации определяется величиной напряжения на электродах 10 и расстоянием между ними. Ионизируемый воздух, содержащий молекулы озона (M3), поступает в камеру сгорания, где перемешиваясь с топливом, распыляемым форсунками 7, интенсифицирует процесс горения, так как озон (O3) более лучший окислитель, чем кислород (O2). Процесс горения становится более полным, что увеличивает тепловую энергию, а, следовательно, и полезную работу газовой турбины 3. Если температура в камере сгорания 4 превысит заданную величину, то сигнал от термопары усиливается в магнитном усилителе и идет на электромагнит 26, якорь которого при этом поворачивается на угол, пропорциональный величине сигнала магнитного усилителя. Якорь электромагнита 26, перемещаясь, обеспечивает перемещение передачи 25, посредством которой происходит настройка регулятора напряжения 24 блока управления 18 на такую величину напряжения, уменьшив ее, при котором степень ионизации воздуха уменьшается, а, следовательно, уменьшается и температура в камере сгорания.
При переходе газотурбинного двигателя на рабочий режим (расчетный режим) камеры сгорания 4 газовой турбины обеспечивают эффективную тягу, т.к. диффузор 5 имеет максимальный коэффициент восстановления давления, соответствующий такой скорости вхождения воздушного потока в диффузор 5, при которой вал компрессора 2, газовая турбина 3, а, следовательно, и выходной вал 13 достигают таких чисел оборотов, при которых минимальный расход топлива. Кроме этого, воздушный поток, поступающий в диффузор 5, разогревается при соприкосновении с нагретыми частями газовой турбины и камер сгорания 4 (что предусмотрено). Повышение температуры воздуха, поступающего в диффузор 5 камеры сгорания 4, повышает эффективность ее работы. Таким образом обеспечивается наибольшая экономичность газотурбинного двигателя как тепловой машины в сравнении с известными тепловыми двигателями.
Формула изобретения: 1. Газотурбинный двигатель, содержащий корпус с размещенным внутри него компрессором, включающим ротор с установленным на его валу диском с рабочими лопатками, кинематически связанным с валом турбины, и кольцевой отвод, концентрично расположенную относительно последнего газовую турбину, камеры сгорания, равномерно расположенные по внутренней поверхности рабочего колеса газовой турбины на одинаковом расстоянии от центра вращения и жестко на нем закрепленные, вход в которые выполнен в виде диффузора, а выход в форме сопла, форсунки, установленные в камере сгорания и связанные с топливными трубками, отличающийся тем, что компрессор снабжен направляющим аппаратом, вход каждой из камер сгорания расположен в кольцевом отводе над лопатками направляющего аппарата и ориентирован на ее выход, а выход каждой из камер сгорания выполнен выступающим за внешнюю поверхность рабочего колеса и в форме сопла Лаваля.
2. Двигатель по п. 1, отличающийся тем, что камера сгорания снабжена сверхзвуковым диффузором.
3. Двигатель по п.1, отличающийся тем, что он снабжен генератором, имеющим обмотки, статор, совмещенный с корпусом двигателя, и ротор, кинематически связанный посредством передачи с валом турбины.
4. Двигатель по пп. 1 и 3, отличающийся тем, что камеры сгорания снабжены электродами, установленными в выходной части диффузора и электрически связанные с обмотками статора генератора.