Газотурбинный двигатель с турбохолодильной установкой на входе
Газотурбинный двигатель с турбохолодильной установкой на входе содержит турбокомпрессор, имеющий компрессор, основную камеру сгорания и турбину с двумя топливовоздушными теплообменниками, установленными последовательно. Первый топливовоздушный теплообменник расположен в канале газовоздушного тракта на входе в турбокомпрессор. Между топливовоздушными теплообменниками по линии топлива расположена турбина турбохолодильной установки, которая механически связана с потребителем (потребителями) мощности. Изобретение повышает хладоресурс используемого топлива и соответственно повышает степень утилизации бросовой энергии в газотурбинном двигателе. 3 з.п. ф-лы, 2 ил.
Изобретение относится к авиадвигателестроению.
Улучшение эффективности воздушно-реактивных двигателей может быть достигнуто благодаря использованию хладоресурса криогенных топлив для уменьшения относительной работы сжатия воздуха в компрессоре, а также работоспособности топлива для увеличения относительной работы расширения и регенерации тепла с топливом для увеличения располагаемой работы при одновременном повышении термического КПД цикла (Теория и расчет воздушно-реактивных двигателей. Под ред. С.М. Шляхтенко. М.: Машиностроение, 1987 г., стр.491).
Известны "пароводородные" ракетно-турбинные двигатели (Теория и расчет воздушно-реактивных двигателей. Под ред. С.М. Шляхтенко. М.: Машиностроение, 1987 г., стр.492, рис.16.10), в которых рабочим телом турбины, приводящей во вращение компрессор, служит газифицированный и подогретый в газоводородном теплообменнике водород. Однако из-за большого отличия (приблизительно в 40 раз) в расходах воздуха и водорода степень повышения давления компрессора в таких двигателях невысокая (менее пяти), что негативно отражается на взлетных характеристиках двигателя. Кроме этого, в двигателях подобных схем существует (из-за существенной разницы в диаметрах компрессора и турбины) проблема согласования частот вращения компрессора и турбины, которая, как правило, решается установкой механического редуктора, что существенно утяжеляет двигатель.
Несколько лучше обстоят дела в ракетно-турбинном двигателе с сжижением воздуха (Теория и расчет воздушно-реактивных двигателей. Под ред. С.М. Шляхтенко. М.: Машиностроение, 1987 г., стр.493, рис.16.11). В этом двигателе относительный расход рабочего тела через турбину в три-пять раз выше, чем в "пароводородных" ракетно-турбинных двигателях, что позволяет иметь более высокие степени сжатия воздуха в компрессоре. Однако на дроссельных режимах отличие в расходах воздуха и топлива резко возрастает и термодинамическая эффективность двигателя значительно ухудшается.
Эффективность ракетно-турбинного двигателя может быть улучшена за счет установки дополнительного (второго) теплообменника перед компрессором (Ю.Н. Нечаев. Силовые установки гиперзвуковых и воздушно-космических летательных аппаратов. М.: Академия космонавтики им. К.Э. Циолковского, 1996 г., стр.43, рис.24), который позволяет понизить температуру воздуха на входе в компрессор. Охлаждение воздуха обеспечивает увеличение степени повышения давления компрессора, чем достигается дополнительное улучшение эффективности термодинамического цикла, а также этим защищается компрессор от воздействия высоких температур. Однако установка второго теплообменника не решает принципиально проблему дефицита мощности турбины в ракетно-турбинных двигателях, а лишь сглаживает ее. Кроме этого, основной теплообменник, расположенный в камере сгорания, подвержен воздействию очень высоких тепловых потоков и температура газообразного водорода на выходе из него может изменяться в условиях полета и достигать недопустимо высоких величин.
Известны высокотемпературные турбореактивные двигатели на криогенном топливе (Ю.Н. Нечаев. Силовые установки гиперзвуковых и воздушно-космических летательных аппаратов. М.: Академия космонавтики им. К.Э. Циолковского, 1996 г., стр.30, рис.13), в которых для увеличения расхода воздуха через компрессор применяют "температурную раскрутку", что требует значительного повышения температуры газа перед турбиной.
Известен воздушно-реакивный двигатель (Патент №2066777 RU, МПК F 02 К 3/08, 1996 г.), в котором одновременно используются два турбокомпрессора: основной с газовой турбиной и дополнительный с "пароводородной" турбиной. В указанном двигателе теплообменник расположен за газовой турбиной и соответственно подвержен воздействию высоких температур. Топливо на выходе из теплообменника имеет высокую температуру и не может быть использовано как хладагент для охлаждения конструкции двигателя на больших сверхзвуковых и гиперзвуковых скоростях полета.
Известны турбохолодильные агрегаты, в которых понижение температуры газа достигается за счет совершения работы расширения в газовой турбине.
Сущность изобретения состоит в том, что в газотурбинном двигателе последовательно установлены два топливовоздушных теплообменника, между которыми по линии топлива размещена турбина турбохолодильной установки. При этом первый теплообменник расположен в канале газовоздушного тракта перед компрессором двигателя. Указанный порядок размещения теплообменников позволяет наиболее полно использовать (приобретать в результате энергетических превращений) хладоресурс и работоспособность криогенного топлива, а также обеспечить наиболее приемлемые, с точки зрения прочности, температурные условия для работы теплообменников. Последнее достигается за счет ступенчатой утилизации бросовой энергии:
1. Первый теплообменник утилизирует часть энергии атмосферного воздуха, включая аэродинамический нагрев, превращая ее в потенциальную энергию газообразного топлива, обладающего высокими температурой и давлением.
2. Турбина турбохолодильной установки преобразует часть потенциальной энергии топлива в механическую работу, одновременно повышая его хладоресурс.
3. Второй теплообменник дополнительно за счет приобретенного топливом в турбохолодильной установке хладоресурса утилизирует (в зависимости от своего месторасположения) либо часть энергии атмосферного воздуха, либо часть тепловой энергии элементов конструкции двигателя.
4. Относительная работа сжатия воздуха в компрессоре снижается за счет уменьшения температуры сжимаемого воздуха, что уменьшает потребный расход топлива двигателем.
5. Температура топлива, поступающего в камеру сгорания двигателя, увеличивается за счет утилизированной в теплообменниках энергии, что автоматически ведет к увеличению теплотворной способности топлива (для метана до 25%, а для водорода до 6% от их исходной теплотворной способности).
6. Работа, совершаемая турбиной турбохолодильной установки, используется как дополнительный источник энергии для форсирования тяги (мощности) двигателя.
На фиг.1 изображена схема газотурбинного двигателя.
На фиг.2 изображена схема газотурбинного двигателя.
Газотурбинный двигатель (фиг.1) состоит из входного устройства 1, турбокомпрессора 2, содержащего основной компрессор, основную камеру сгорания и газовую турбину, топливовоздушного теплообменника 3, турбохолодильной установки 4 с "пароводородной" турбиной, дополнительного компрессора 5, механически связанного с турбиной турбохолодильной установки 4, топливовоздушного теплообменника 6, топливного насоса 7, сопла 8. При этом теплообменник 3, турбохолодильник 4 и теплообменник 6 соединены последовательно по линии подачи топлива и расположены в канале газовоздушного тракта перед основным компрессором. Выход из теплообменника 6 по линии топлива и выход из дополнительного компрессора 5 по линии воздуха соединены каналами с основной камерой сгорания.
Работа газотурбинного двигателя осуществляется следующим образом. Жидкий водород (метан) подается насосом 7 в теплообменник 3, где испаряется, поглощая тепло атмосферного воздуха, увеличивая тем самым свою внутреннюю энергию. После теплообменника 3 газообразное топливо подается в турбину турбохолодильной установки 4, где совершает механическую работу, повышая свой хладоресурс. Охлажденное в турбохолодильной установке топливо поступает в теплообменник 6, где происходит дополнительный отбор тепла из атмосферного воздуха, вследствие чего внутренняя энергия топлива снова повышается. Из теплообменника 6 нагретое топливо подается в камеру сгорания турбокомпрессора, где химическая энергия топлива преобразуется в тепло и суммируется с теплом, накопленным в топливе ранее.
Механическая работа турбины турбохолодильной установки 4 используется для вращения дополнительного компрессора 5, который сжимает атмосферный воздух, поступающий из входного устройства 1, до давления, превышающего давление в основной камере сгорания. Сжатый воздух по каналу, соединяющему дополнительный компрессор с основной камерой сгорания, подается в основную камеру сгорания, увеличивая количество рабочего тела, проходящего через турбину турбокомпрессора 1. Увеличение рабочего тела через турбину турбокомпрессора в сочетании с уменьшением температуры воздуха на входе в компрессор турбокомпрессора и повышением теплотворной способности топлива существенно повышает эффективность работы турбокомпрессора и двигателя в целом.
Возможны различные варианты использования мощности, создаваемой турбиной турбохолодильной установки, а именно:
1. Потребителем мощности является осевой компрессор, нагнетающий воздух в пространство между турбиной и соплом 8 (фиг.1). Достоинством схемы является возможность обеспечения независимости работы основного и дополнительного (турбохолодильная установка с дополнительным компрессором) турбокомпрессоров.
2. Потребителем мощности является турбокомпрессор 2 (фиг.2). Достоинством схемы является возможность прямого форсирования мощности газовой турбины. Недостатком - необходимость постановки редуктора 9.
3. Потребителем мощности является электрогенератор.
В случае использования двигателя на гиперзвуковых скоростях полета второй теплообменник целесообразно размещать внутри ротора турбокомпрессора (фиг.2). Это позволит обеспечить эффективное охлаждение наиболее теплонапряженных элементов конструкции двигателя.
Теоретические исследования, выполненные автором, показывают, что применение топливовоздушных теплообменников в сочетании с турбохолодильной установкой для турбоэжекторных двигателей (патент №2190772, МПК F 02 С 3/32), работающих на жидком водороде, позволяет повысить скорость полета летательных аппаратов с чисел Маха пять до чисел Маха шесть.
Формула изобретения
1. Газотурбинный двигатель с турбохолодильной установкой на входе, содержащий турбокомпрессор, содержащий компрессор, основную камеру сгорания и турбину с двумя топливовоздушными теплообменниками, установленными последовательно, первый из которых расположен в канале газовоздушного тракта на входе в турбокомпрессор, отличающийся тем, что между топливовоздушными теплообменниками по линии топлива расположена турбина турбохолодильной установки, которая механически связана с потребителем (потребителями) мощности.
2. Газотурбинный двигатель с турбохолодильной установкой на входе по п.1, отличающийся тем, что потребителем мощности является турбокомпрессор двигателя.
3. Газотурбинный двигатель с турбохолодильной установкой на входе по п.1, отличающийся тем, что потребителем мощности является дополнительный компрессор, установленный в газовоздушном тракте перед турбокомпрессором, нагнетающий воздух в основную камеру сгорания либо в полость между турбиной турбокомпрессора и соплом двигателя.
4. Газотурбинный двигатель с турбохолодильной установкой на входе по п.1, отличающийся тем, что потребителем мощности является генератор электрического тока.
