Газотурбинный двигатель со вспомогательным контуром

 

Использование: авиадвигателестроение, силовые установки летательных аппаратов на криогенном топливе. Сущность изобретения: воздух из-за компрессора разделяется на 2 потока, один из которых поступает через камеру сгорания в верхней ярус турбины, а другой через выносной парогенератор, в котором кислород воздуха выгорает, в нижний ярус турбины, что дает возможность осуществлять охлаждение лопаток нижнего яруса криогенным топливом, выпускаемым на поверхность лопаток. 2 ил.

Изобретение относится к авиационному двигателестроению. Известна конструкция ГТД с выносным газогенератором высокого давления, который используется для решения проблемы уменьшения радиальных зазоров в газогенераторной части двигателя. После основного компрессора весь поток воздуха поступает в выносной газогенератор и из него в турбину, соединенную валом с основным компрессором. Недостатками такой конструкции ГТД являются повышенная работа сжатия, проблема охлаждения горячих деталей в выносном газогенераторе, низкая температура газа на входе в основную турбину и увеличенный вес. Известен ГТД, в наружном контуре которого имеется камера сгорания, за турбиной вентилятора расположен смеситель, после которого общий поток газа поступает в общую турбину вентилятора и затем в общую форсажную камеру. Общая турбина вентилятора связана с турбиной основного контура, включающего еще механически связанные компрессор и турбину, а также установленную между ними камеру сгорания. Недостатками такой конструкции являются невысокий КПД и увеличенный вес. Известен также ГТД со вспомогательным контуром, наиболее близкий по технической сущности и достигаемому эффекту к предлагаемому, содержащий вентилятор, компрессор, камеру сгорания, двухъярусную турбину компрессора и вентилятора, периферийная часть которой расположена в основном контуре, и установленные во вспомогательном контуре компрессор, подключенный на входе к выходу компрессора основного контура, камеру сгорания, турбину, подключенную на выходе к входу в корневую часть турбины компрессора и вентилятора, источник топлива. Однако такой двигатель имеет невысокие КПД и надежность работы, а также повышенный вес. Цель изобретения повышение КПД надежности в работе и уменьшение веса двигателя при использовании криогенного топлива. Эта цель достигается тем, что двигатель снабжен дополнительный турбиной, соединенной дополнительным валом с последними ступенями компрессора, теплообменником; форсажной камерой и системами охлаждения турбин, дополнительная турбина подключена к выходу из турбины вспомогательного контура и входу в корневой ярус турбины компрессора и вентилятора, теплообменник установлен на входе в компрессор вспомогательного контура и его вход по нагреваемой среде подключен к источнику топлива, а выход к камерам сгорания основного и вспомогательного контуров и к системам охлаждения турбин. На фиг. 1 показана конструктивная схема ГТД со вспомогательным контуром; на фиг. 2 i-s диаграмма термодинамического цикла ГТД со вспомогательным контуром. Газотурбинный двигатель состоит из первого или основного контура, второго контура и вспомогательного контура. Элементами конструкции основного контура являются вентилятор 1 с подпорными ступенями 2, компрессор высокого давления или свободный каскад компрессора 3, камера 4 сгорания, турбина 5 компрессора и вентилятора (периферийная часть лопаток). Во вспомогательный контур входят горячая сторона теплообменника 6, компрессор 7, камера 8 сгорания, турбина 9, дополнительная турбина 10, турбина 11 компрессора и вентилятора (корневая часть лопаток). турбины 5 и 11 компрессора и вентилятора выполнены на одном роторе и соединены одним валом с вентилятором и подпорными ступенями 2. Дополнительная турбина 10 также соединена дополнительным валом со свободным каскадом компрессора 3, входящим в проточную часть основного компрессора. Выходы турбин 5 и 11 компрессора и вентилятора подключены к общей форсажной камере 12. Работает ГТД со вспомогательным контуром следующим образом. Воздух, поступающий в двигатель, сжимается в вентиляторе 1, подпорных ступенях 2 и свободном каскаде компрессора 3. Далее поток разделяется на две части. Одна часть воздуха идет во вспомогательный контур, а другая в камеру 4 сгорания основного контура. Поток воздуха, поступающий во вспомогательный контур, охлаждается в теплообменнике 6, сжимается в компрессоре 7, нагревается за счет сжигания части топлива в камере 8 сгорания. В камеру 8 сгорания подается избыточное количество топлива. В этом случае весь кислород в воздухе вспомогательного контура выгорает. Поэтому горячие детали вспомогательного контура: лопатки турбин 9, 10, 5 и 11 охлаждаются подогретым в теплообменнике 6 криогенным топливом. При охлаждении лопаток турбины 5 компрессора и вентилятора топливо выводится в поток газа вспомогательного контура. После расширения в турбинах 9, 10 и 11 продукты сгорания вместе с избытком топлива поступают в форсажную камеру 12 сгорания. Часть воздуха, поступившая в камеру 4 сгорания основного контура, нагревается за счет сжигания оставшегося топлива, предварительно нагретого в теплообменнике 6. Коэффициент избытка воздуха в камере 4 сгорания выбирается из условия α >1, чтобы обеспечить догорание избыточного топлива из вспомогательного контура в форсажной камере 12 сгорания. Если в камере 8 сгораия вспомогательного контура α <1, то двигатель будет работать на форсажном режиме. Если α≈ 1, то в обычном режиме с догоранием топлива в форсажной камере 12 сгорания, поступившего во вспомогательный контур из открытых систем охлаждения турбин этого контура. На фиг. 2 в i-s и i_в-s_в координатах приведены циклы в основном и вспомогательном контурах. Во вспомогательный контур отбирается воздух расхода G_вв/G_в, где G_в расход воздуха на входе в основной контур. Этот воздух сжимается в вентиляторе с подпорными ступенями и свободном каскаде компрессора в-к, охлаждается в теплообменнике к-вв, сжимается в компрессоре вв-кв, нагревается в камере сгорания кв-гв, расширяется в турбинах вспомогательного контура гв-тв, нагревается в результате смешения с газом основного контура тв-рв, нагревается в форсажной камере сгорания рв-ф и расширяется в сопле ф-с. Воздух расхода (1-(1-)) сжимается в компрессоре с воздухом расхода по политропе в-к, нагревается в камере сгорания основного контура к-г, расширяется в турбинах г-т, охлаждается при смешении с газом вспомогательного контура т-рв, нагревается в форсажной камере сгорания рв-ф и расширяется в сопле ф-с. В предложенной схеме двигателя возможно достижение высоких значений температур газа перед турбинами основного и вспомогательного контуров благодаря использованию эффективных систем охлаждения, а также получение больших величин степеней повышения давления в этих контурах. Охлаждение воздуха в теплообменнике ведет к уменьшению работы сжатия во вспомогательном контуре, увеличению в нем количества подведенного к воздуху тепла, а также снижению температуры газа на выходе из этого контура. Применение высокооборотной дополнительной турбины, связанной отдельным валом со свободным каскадом компрессора, обеспечивает сокращение числа ступеней компрессора. Побочное выполнение конструкции двигателя позволяет повысить КПД, надежность в работе и снизить его вес при использовании криогенного топлива.

Формула изобретения

ГАЗОТУРБИННЫЙ ДВИГАТЕЛЬ СО ВСПОМОГАТЕЛЬНЫМ КОНТУРОМ, содержащий вентилятор, компрессор, камеру сгорания, двухъярусную турбину компрессора и вентилятора, периферийная часть которой расположена на основном контуре, и установленные во вспомогательном контуре компрессор, подключенный на входе к выходу компрессора основного контура, камеру сгорания, турбину, подключенную на выходе к входу в корневую часть турбины компрессора и вентилятора, источник топлива, отличающийся тем, что, с целью повышения КПД, надежности в работе и уменьшения веса двигателя при использовании криогенного топлива, он снабжен дополнительной турбиной, соединенной дополнительным валом с последними ступенями компрессора, основного контура, теплообменником, форсажной камерой и системами охлаждения турбин, дополнительная турбина подключена к выходу из турбины вспомогательного контура и входу в корневой ярус турбины компрессора и вентилятора, теплообменник установлен на входе в компрессор вспомогательного контура его вход по нагреваемой среде подключен к источнику топлива, а выход к камерам сгорания основного и вспомогательного контуров и к системам охлаждения турбин.

РИСУНКИ

Рисунок 1, Рисунок 2