Авиационный парогазовый двигатель

 

(1>) U (>I) (53) 5 F62 КЗ 94

ОПИСАНИЕ ИЗОБРЕТЕНИ

Комитет Российской Федерации не патентам и товарным знакам

{21) 4893608/06

{Щ 2542.90

{46} 30.1093 Бюл. Ма 39-40

{Уб) Бобоед Николай Тимофеевич

{И) АВИАЦИОННЫЙ ПАРОГАЗОВЫЙ ДВИГАТЕЛЬ

{57) Использование: в авиационном двигателестроении. Сущность изобретения: паровая турбина выполнена с холодной и горячей ступенями (ХС и

ГС), имеющими бандаж с ребрами. Ребра бандажа

ХС расположены в наружном контуре, а ребра бандажа ГС вЂ” в генераторном контуре. Система жидкостного охлаждения подключена к ХС паровой турбины 12 ил.

2002088

Изобретение относится к авиационной технике, в частности к авиационному двигателестроению, Известен авиационный двигатель, состоящий из трех каскадов компрессора, камеры сгорания и пятиступенчатой турбины

И

"Известен авиационный парогазовый двигатель, содержащий генераторный контур с компрессором, подключенным к камере.сгорания, паровой контур с паровой турбиной, компрессор, реактивное сопло

Р).

Основным недостатком прототипа является то, что турбина ограничивает верхний предел температуры газа Т = 1483К и работает за счет перепада давлений перед турбиной, На работу турбины расходуется 2/3 созданного компрессором давления. Конструкция турбины не позволяет создать высоких окружных скоростей и ограничивается

450 м/с. Все это снижает удельную мощность двигателя и его экономичность, Цель изобретения — повышение удельной мощности, экономичности и надежности двигателя.

Указанная цель достигается тем, что B предлагаемом двигателе применен бинарный термодинамический цикл. Полученный тепловой поток в камере сгорания преобразовывается во вращение паровой турбины, а созданное в компрессоре давление используется для создания реактивной тяги двигателя. Просасываемый вентилятором холодный воздух поступает для охлаждения холодной части турбины и отвода тепла от конденсирующегося рабочего тела, В связи с тем, что в камере сгорания создается максимально возможная температура около

2000 С. а в холодильнике используется холодный воздух на высоте 20 км -40 С, то предлагаемый двигатель имеет максимальНо возможный КПД. Экономичность двигателя повышается также за счет подогрева холодного воздуха наружного контура конденсирующимся рабочим телом парового контура, На фиг, 1 показан продольный разрез авиационного парогаэового двигателя; на фиг. 2 — узел на фиг, 1; на фиг. 3 — узел t! на фиг. 2; на фиг. 4 — сечение А-А на фиг, 2; на фиг. 5 — сечение Б — Б на фиг. 1; на фиг. 6— сечение В-В на фиг. 2 (стрелками показано направление вращения первой и второй турбин холодной ступени и направление движения газа); на фиг, 7 — сечение Г-Г на

Фиг, 2; на фиг, 8 — вид по стрелке Д на фиг.

3; на фиг. 9 — узел !!! на фиг, 7 (стрелками показано движение молекул и действующие на них силы); на фиг. 10 — PV диаграмма; на фиг. 11 — TS диаграмма; на фиг. 12 — график дпlдч; V. Авиационный парогазовый двигатель содержит неподвижный наружный корпус

5 10, в котором установлен неподвижный кок

1. Неподвижный корпус 10 соединен с внутренним неподвижным корпусом 11 через спрямляющие аппараты 5 и 13. Паровая турбина 33 соединена валом с редуктором 2 и вентилятором 3. Второй вал турбины 33 соединен через редуктор с компрессором второго каскада 4, Компрессор второго каскада соединен с компрессором третьего каскада подводящим переходником 18. В наружном контуре расположены неподвижные камеры сгорания 8, в которых установлены жаровые трубы 6. Подводящий канал 9 соединяет камеры сгорания 8 с горячей ступенью паровой турбины 33, образующие генераторный

20 контур. В неподвижной стойке корпуса 11 установлена труба подвода воды 14 в вал турбины. В неподвижном корпусе 11 расположены регулируемое сопло 16 Лаваля и регулируемый обтекатель 15 сопла. Паровая турбина 33 установлена на подшипниках качения 37 и 74, которые закреплены на неподвижной стойке 35 и на внутреннем неподвижном корпусе 22, Первая турбина

54 с валом и шлицами 20 установлена на

30 подшипниках качения 21 и 72, которые находятся в неподвижном корпусе 22. Холодная и горячая ступени турбины образуют паровой контур.

Турбина 54 уплотняется уплотнителями

35 71, 75 В турбине 54 выполнены рабочие лопатки 43, Холодная ступень турбины 33 состоит из трех разборных частей, Левый корпус 47 соединяется на резьбе с верхним корпусом 51 охлаждаемой ступени, в кото40 рый ввинчивается правый корпус 44. Эти корпусы уплотняются прокладками из уплотнительного материала 49 и 56, На верхней части ротора выполняется бандаж из высокопрочных тонких пластин 30 с кону45 сом в нижней части. Бандаж скрепляется тонкой и высокопрочной нитью 53 с заделкой нити 50 на выступах 48. Нить закладывается за выступы 52 и 57 и наматывается между пластинами 30, которые выполнены

50 в виде многоэаходного шнека. Аналогично выполнена намотка нити в горячей ступени турбины. Нить закладывается между выступами 61 и 62 и наматывается между пластинами 32. Горячая ступень турбины выполнена в виде цельного литого корпуса и состоит из трех элементов; левого корпуса

67, правого корпуса 65 и лопаток 94, На этот цельный корпус наворачивается верхний корпус 66 и уплотняется уплотнителями 63 и 64. Горячая и холодная ступени турбины

2002088 объединены трубками 60, которые установлены в термоизолирующей проставке 45 и бандажированы тонкой сверхпрочной нитью 59, намотанной между выступами 58, с заделкой нити 68 в нижней части проставки.

Левый корпус 47 холодной ступени турбины соединены с валом 19, на котором установлена шестерня 69, входящая в зацепление с шестернями 23, которые вращаются на шарикоподшипниках 25, установленных в неподвижном корпусе 22. который соединяется с неподвижным кожухом 17 через спрямляющие лопатки 26. На валу 19 установлен центробежный KoMllpec сор 27 третьего каскада. На неподвижном кожухе 28 расположены каналы подвода воздуха 29 от компрессора к камерам сгорания, После холодной ступени турбины расположены спрямляющие лопатки 31, а после горячей ступени турбины расположены спрямляющие лопатки 34. Уплотнение горячей ступени турбины производится уплотнителем 38. В валу 41 установлен клапан

39. B неподвижном корпусе имеется пробка

40. обеспечивающая доступ к регулировке клапана, На валу 41 расположены лопатки

42 третьей ступени. В неподвижном корпусе 22 выполнен канал 70 для подвода охлаждающей жидкости и канал 73 для отвода паров, образующие систему жидкостного охлаждения. Для герметизации холодной и горячей ступеней турбины устанавливается уплотнитель 76. Вал 41 ввинчивается в корпус 44 через лопатки 42. На вал 41 навинчивается корпус 65 и уплотняется уплотнителем 78, В валу выполняется канал

77. в котором установлен клапан 39, направляющая 80 клапана и пружина 79. Камеры сгорания 8 закреплены на кожухе 85. соединены ребрами 83 и корпусом 10 и между собой ребрами 81 и 82. Каналы 84 предназначены для продувки холодным воздухом наружного контура. На корпусе 51 выполнено внутреннее оребрение 86. По каналу 87 движется рабочее тело по направлению стрелки 91. Первая турбина имеет входной направляющий аппарат 90. Вторая турбина вращается по направлению стрелки 89, а первая турбина вращается по направлению стрелки 92. В горячей ступени турбины выполнено внутреннее оребрение 93, Позициями 95, 96, 98 и 99 показано направление движения молекул испарившегося рабочего тела. Позицией 97 показана область пониженного давления. Позицией 101 показаны входные кромки бандажа ребер, выполненных в виде многозаходного шнека. а между этими кромками образуются каналы 100 для прохода воздуха или газа. Позицией 102 поТак как компрессор создает высокое давле35 ние, а после турбины газ еще достаточно

5

30 казана невидимая часть задел Yè нити. Позицией 103 показана поверхность жидкости, а позицией 104 сама жидкость. Позицией 105 обозначена поверхность лопатки, на которую действуют молекулы. создающие вращающий момент турбине. Позицией 106 показана поверхность лопатки, на которой создается тормозящий момент молекул.

Авиационный парогазовый двигатель работает следующим образом. Вентилятор

3 компрессора первого каскада прокачивает воздух через двигатель. Часть этого воздуха прокачивается через компрессор второго каскада 4 и через переходник 18 попадает в третий каскад, который выполнен в виде центробежной ступени компрессора. Сжатый компрессором воздух через канал подвода воздуха 29 попадает в камеру сгорания 8 и жаровые трубы 6. В камере сгорания сжигается топливо с выделением энергии. Горячие газы поступают по каналу

9 и омывают пластины 32 турбины 33 генераторного контура. За счет огромного теплоперепада и большой площади пластин газы охлаждаются и отдают свою энергию турбине 33. Давление сохраняется постоянным. За счет трения о пластины газ будет немного закручиваться по направлению вращения турбины. Для выравнивания потока на выходе из турбины установлен направля ющий аппарат. Далее гаэ расширяется в сверхзвуковом сопле 16 и с огромным импульсом вытекает в атмосферу. горячий, то в сопле срабатывается огромный теплоперепад. В камере сгорания достигается температура 2000 С, поэтому камера сгорания 8 и канал 9 помещены в поток холодного воздуха наружного контура. На камерах сгорания выполнены ребра

81. 82, 82 для охлаждения, за счет чего достигается эффективное охлаждение стенок камер сгорания и подводящих каналов. Вентилятор 3 прокачивает холодный воздух по наружному контуру и выравнивается спрямляющим аппаратом 5. Часть воздуха идет на охлаждение камер сгорания, а часть прокачивается через холодную ступень турбины.

Холодный воздух омывает пластины 30 и отводит тепло от холодной ступени турбины. За счет отвода тепла от турбины холодный воздух наружного контура подогревается, а также подогревается за счет охлаждения камер сгорания. Подогретый воздух расширяется и за счет этого дополнительно разгоняется, при этом увеличится импульс воздуха наружного контура из двигателя. Воздух, проходящий через холодную ступень турбины, эа счет

2002088

50 трения о пластины получает закрутку и для выравнивания потока проходит через направляющий аппарат.

В авиационном парогазовом двигателе применен бинарный термодинамический цикл. Это значит, что в камере сгорания достигается максимально возможная температура, затем часть теплового потока используется для работы парового контура, а остальная часть тепловой энергии и все давление, полученное в компрессоре, срабатывается в сопле.

Паровая турбина 33 работает по циклу, изображенному на фиг. 10 и 11. Гаэ из камеры сгорания с температурой 2000 С омывает пластины 32 горячей ступени турбины 33 генераторного контура. Гэз передает тепло этим ребрам и его температура снижается, э также снижается скорость движения газа, но давление сохраняется. Тепловая энергия, полученная пластинами 32, передается корпусу 66 и через оребрение 93 нагревает жидкость 104. Испарение жидкости происходит примерно при температуре 500 С, поэтому от газа к жидкости устремляется огромный TennosoA поток. Происходит интенсивное испарение жидкости с поверхности 103 и общий импульс испарившихся молекул направлен к оси вращения ротора.

Процесс нагрева жидкости через ребра происходит e PV u TS диаграммах по линии 3 4, I 1

Процесс испарения жидкости происходит по линии 4 5. В отличим от цикла Ренкина

1 I процесс испарения происходит под действием огромных центробежных сил. Если в паровом котле при испарении выбиваются капли воды и образуется насыщенный пар, та в данном случае рабочее тело (вода) прижато огромными силами к периферии и с поверхности жидкости могут испариться только молекулы с высокой энергией. Молекулы, обладающие высоким импульсом mV, начинают двигаться к оси вращения ротора и силой Кориолиса

Рк = m и = m2(сне х Че ) прижимаются к лопатке 94 (к поверхности

105). Поток молекул парэ. сжатый силой Кориолиса на поверхности 105, создает область повышенного давления, По мере движения к оси молекулы пара выделяют свою энергию на лопатку и теряют кинетическую энергию. Работа выхода пара к оси вращения рассчитывается по формуле

A-m оР "згаг

По мере совершения работы молекулы теряют свою энергию, наибол е медленные начинают конденсироваться и зэ счет увеличения плотности капель начинают двигаться

45 обратно к периферии. Сила Кориолиса величина векторная и все молекулы, которые двигаются к периферии, начинают прижиматься к противоположной поверхности 106 лопатки, создавая тормозящий момент. Эта жидкость по поверхности 106 лопатки скатывается обратно к поверхности 103 жидкости для последующего нагревания, В середине сегмента создается область пониженного давления 97, Процесс испарения происходит по линии 5 6 в PV и Т$ диаграммах, На участке 4 5 поглощается огромное количество энергии Он. Наиболее быстрые молекулы выходят к оси вращения и на фиг,9 обозначены V, Расширение происходит по линии б 1 . Эти молекулы, скатываясь с поверхности 105, вращаются вокруг вала 41 и попадают на лопатки 42, Нэ этих лопатках пар разворачивается в противоположном направлении и разгоняется за счет расширения и срабатывания определенного давления пара, Этот пэр попадает в направляющий аппарат 90, течет по каналам 87.по направлению стрелки 91 и действует на лопатки 43, В первой турбине 54 пар должен разгоняться до окружной скорости ротора второй турбины. Первая турбина способна раскручиваться до окружных с«оростей 500-600 м/с, Поэтому между первой турбиной 54 холодной ступени и вентилятором 3 установлен понижающий редуктор 2.

Вторая турбина холодной сту ени зэ счет бандажа способна выдержать окружную скорость до 800 м/с, поэтому пар из первой турбины должен протекать со скоростью 800 м/с. В каналах первой турбины пар разгоняется до сверхзвуковой скорости.

Выходящий пар из первой турбины становится неподвижным относительно второй турбины. Пар сжимается центробежной силой и за счет интенсивного теплоотвода через оребрение 86 к пластинам 30 сжижается. Эта жидкость за счет перепада высоты выдавливается центробежной силой по трубкам 60 в горячую ступень турбины.

Между горячей ступенью турбины и холодной установлена термоизолирующая проставкэ 45, В первой турбине происходит расширение и разгон пара за счет перепада давлений по линии 1 2 и на выходе из первой турбины пар попадает в точку 2 за линией х = 1, В этой точке часть пара уже сконденсировалэсь в жидкость и оседает на периферии ротора, Остальная часть пара сжижается по линии 2 3 за счет отвода тепла Ох в холодильник, которым является холодный воздух после вентилятора наружного контура.

Бинарный цикл обладает более высоким

КПД по сравнению со всеми существующи2002088

10 выполнена двухступенчатой с холодной и горячими ступенями, снабжена термоизо.лирующей приставкой, установленной между ними, и бандажом с ребрами, причем ребра бандажа холодной ступени расположены в наружном контуре, а ребра бандажа горячей ступени - в генераторном контуре за выходом иэ камеры сгорания, система жидкостного охлаждения подключена к холодной ступени паровой турбины, а камера сгорания размещена в наружном контуре. ми циклами, В данном случае температура холодильника на высоте 20 км равняется

-40 С. а в камере сгорания достигается температура 2000 С. Даже по циклу Карно КПД предлагаемого двигателя составит 5

Т пах Тп п 2273 — 233

Трах 2273

2273 10 что в три раза выше, чем у существующих авиационных двигателях.

В современных авиационных двигателях 2/3 давления компрессора срабатывается на турбине для вращения компрессора 15 и 1/3 расходуется на создание силы тяги реакционной струи.

В предлагаемом двигателе компрессор раскручивается паровой турбиной, которая 20 работает только на разности температур, а все давление, полученное компрессором, расходуется на создание силы тяги реактивной струей, а это в три раза выше, чем в современной турби не. 25

Так как третий каскад компрессора создает F более 60, то для облегчения сжатия производится охлаждение третьего каскада жидкостью по каналу 70 через систему жид30

Формула изобретения

АВИАЦИОННЫЙ ПАРОГАЗОВЫИ

ДВИГАТЕЛЬ, содержащий генераторный контур с компрессором, подключенным к 35 камере сгорания, паровой контур с паровой турбиной, соединенной посредством вала с компрессором, и реактивное сопло, . отличающийся тем, что, с целью повышения удельной мощности и экономичности, 40 двигатель снабжен вентилятором и наружным контуром, компрессор системой жидкостного охлаждения, паровая турбина костного охлаждения, а испарившийся пар отводится по каналу 73 (фиг.4).

Заправка турбины рабочим телом (водой) производится через трубу 14 и клапан

29 в канал 77. Через этот канал можно осуществить и сброс повышенного давления через предохранительный клапан (на чертежах не показан). Пробка 40 служит для обеспечения доступа регулировке и обслуживанию клапана.

Запуск двигателя производится аналогично существующим авиационным турбинам от внешнего источника энергии.

Газ после камеры сгорания охлаждается на турбине при сохранении высокого давления, поэтому при расширении в сопле его температура понижается до более низких значений, чем у современных авиационных двигателях. За счет этого в атмосферу с газами выбрасывается гораздо меньше тепловой энергии, что положительно скажется на экологии окружающей среды. (56) Масленников M.М. и Шальман Ю.И. Авиационные газотурбинные двигатели. М.: Машиностроение, 1975, с.483.

Шляхтенко С.М, Теория воздушно-реактивных двигателей. M,: Машиностроение, 1975. с.528, рис.14.3. в 3

2002088 сч

2002088

83 85

200208в

2002088

9иг, 9

2002088

О Ях V О

Фиг, lO

Фиг, 11

Производственно-издательский комбинат "Патент", г. Ужгород. ул.Гагарина, 101

Редактор Н.Цалихина

Заказ 3163

dn

Составитель Н.Бобоед

Техред M.Moðãåíòàë Корректор М.Ткач

Тираж Подписное

НПО "Поиск" Роспатента

113035, Москва. Ж-35, Раушская наб., 4/5