Двухконтурный газотурбинный вентиляторный двигатель

Двухконтурный газотурбинный вентиляторный двигатель содержит вентилятор, высокоскоростной компрессор, камеру сгорания с шароторовым конвектором, двухступенчатую турбину, соединенную валом с вентилятором и через мультипликатор с высокоскоростным компрессором, реактивное сопло, форсажную камеру сгорания. Двигатель также снабжен воздушно-водородным теплообменником торовой конструкции, турбодетандером, парогенератором и жидкостно-ракетным двигателем. Теплообменник торовой конструкции расположен между первой и второй ступенями высокоскоростного компрессора. Турбодетандер расположен между средней опорой и камерой сгорания. Парогенератор выполнен за одно целое с направляющим сопловым аппаратом турбины. Жидкостно-ракетный двигатель расположен за турбиной по оси двигателя и содержит внутри камеры сгорания парогазогенератор шаровой формы. Изобретение позволяет повысить тягу на всех эксплуатационных высотах и режимах. 13 з.п. ф-лы,11 ил.

 

Изобретение относится к области двигателестроения, в частности к авиационным турбореактивным вентиляторным двигателям. Двигатель предназначен для использования в качестве силовой установки самолета-носителя "Россия" - Универсальной Авиационно-Космической Транспортной Системы (УАКТС) многоразового применения, горизонтального взлета с водной поверхности и посадки самолета-носителя на водную поверхность. После отработки ресурса двигатель может быть использован в газонефтеперекачивающей, водоперекачивающей, энергодобывающей отраслях народного хозяйства.

Близким техническим решением к изобретению является двухконтурный турбореактивный двигатель, содержащий установленный на входе общий для двух контуров вентилятор и последовательно расположенные во внутреннем контуре компрессор, камеру сгорания, двухступенчатую турбину, связанную с компрессором и вентилятором посредством вала и редуктора, реактивное сопло, теплообменник, пароводяной нагреватель (регенератор пара, см. 1045686, МПК 7 F 02 K 3/04,1994 г.).

Недостатками этого двигателя являются низкий эффективный КПД и малая удельная тяга.

Наиболее близким техническим решением (прототипом) к изобретению (см. патент России N 2209329) является двухконтурный газотурбинный вентиляторный двигатель (ДГВД), содержащий двухрядный вентилятор, высокоскоростной компрессор (ВСК), камеру сгорания с шароторовым конвектором, двухступенчатую турбину, связанную валом с вентилятором и через мультипликатор с ВСК для обеспечения совместного вращения, пароводяной нагреватель, расположенный за турбиной по оси двигателя, воздушно-водородный, азотокислородный теплообменный аппарат, расположенный между первой и второй ступенями ВСК, форсажную камеру, сопло Лаваля.

Недостатками этого двигателя являются: ограниченное понижение энтальпии газообразного воздуха, снижение тяги с увеличением высоты полета.

Основной задачей предлагаемого изобретения является повышение тяги на всех эксплуатационных высотах и режимах работы двигателя. Задача решается следующими конструктивными мероприятиями:

- за первой ступенью ВСК установлен воздушно-водородный теплообменник торовой конструкции;

- между средней опорой и камерой сгорания установлен турбодетандер с тепломассообменным аппаратом, в котором происходит разделение жидкого воздуха на газообразный азот и жидкий кислород;

- на двигателе установлен парогенератор, выполненный за одно целое с направляющим сопловым аппаратом турбины, и жидкостно-ракетный двигатель, расположенный за турбиной по оси двигателя;

- жидкостно-ракетный двигатель, расположенный за турбиной по оси двигателя, содержит внутри камеры сгорания паровоздушный генератор шаровой формы;

- на ободе колеса последней ступени высокоскоростного компрессора расположены рабочие лопатки "стартер-турбины", имеющей канал подвода сжатого воздуха от стационарной аэродромной установки и от соседней силовой установки при запуске двигателя в воздухе;

- паровоздушный генератор шаровой формы, расположенный внутри камеры сгорания ЖРД, соединен трубопроводами с полостью за высокоскоростным компрессором, по которым подается сжатый воздух для ускорения образования паровоздушной смеси;

- первая ступень высокоскоростного компрессора выполнена комбинированной, к осевой ступени добавлена центробежная ступень сжатия, при этом на дисках выполнены ребра жесткости, а в дисках второй и последующих осевых ступеней имеются отверстия для прохода воздуха от центростремительной расширяющейся ступени турбодетандера к центробежной ступени сжатия первой комбинированной ступени ВСК;

- камера сгорания жидкостно-ракетного двигателя имеет рубашку охлаждения продуктами сгорания газообразного водорода, а критическое сечение сопла дополнительно охлаждается газообразным водородом;

- в средней опоре двигателя смонтированы трубы для прохода воздуха от расширительной центростремительной ступени турбодетандера к центробежной ступени сжатия первой комбинированной ступени ВСК;

- в коллекторе пара, расположенном на корпусе камеры сгорания, установлены два ряда форсунок подачи пара в камеру сгорания для осуществления интенсивного смешения с потоком холодного воздуха первого контура двигателя и продуктами горения водорода, выходящими из шароторового конвектора;

- главный вал (вентилятор-турбина) двигателя установлен на подшипниках скольжения, что повышает его продольную жесткость;

- двигатель имеет раздельное капотирование входного и выходного устройств, объединенных в одно целое решетчатым заборником, входящим в силовую схему двигателя, через который наружный воздух поступает в форсажную камеру в то время, когда открываются створки на входе в двигатель, перепускающие часть засасываемого воздуха из второго контура в первый при подъеме на высоту;

- пусковой топливный коллектор двигателя выполнен двухканальным, один канал служит для пускового топлива, второй - для подачи паровоздушной смеси на номинальном режиме;

- жидкостно-ракетный двигатель пятой крепится к раме, а его сопло своим выходным фланцем крепится к заднему фланцу стекателя сопла Лаваля;

- вентилятор выполнен с четным числом лопастей, расположенных в два ряда с частичным заходом лопастей второго ряда в межлопастные полости лопастей первого ряда;

- в парогенераторе, выполненном за одно целое с направляющим сопловым аппаратом турбины, имеются отверстия, предназначенные для организации пленочного охлаждения полок и ножек лопаток первой ступени турбины, а также отверстия, соединяющие кольцевые полости с коллектором пара.

На фиг.1 изображен продольный разрез предлагаемого двигателя.

На фиг.2 изображена камера сгорания двигателя.

На фиг.3 изображена плита камеры сгорания.

На фиг.4 изображена головка камеры сгорания с парогенератором.

На фиг.5 изображен турбодетандер со средней опорой двигателя.

На фиг.6 изображен элемент А фиг.1.

На фиг.7 - сечение А₁-А₁ фиг.6.

На фиг.8 изображен продольный разрез ЖРД.

На фиг.9 - вид Б фиг.8.

На фиг.10 изображено сечение по лопастям первого и второго ряда вентилятора.

На фиг.11 изображено входное устройство в водородный двигатель.

Двухконтурный газотурбинный вентиляторный двигатель содержит двухрядный шестнадцати лопастной вентилятор изменяемого шага 1, высокоскоростной компрессор (ВСК) 2, камеру сгорания 3, двухступенчатую турбину 4, приводящую во вращение вентилятор и через мультипликатор 5 ВСК2, реактивное сопло 6. Для повышения энерговооруженности и КПД двигателя на нем установлены:

- воздушно-водородный теплообменник 7 торовой конструкции, размещенный между первой и второй ступенями ВСК;

- турбодетандер 8 с тепломассообменным аппаратом 35, расположенным между средней опорой 26 и камерой сгорания 3;

- жидкостно-ракетный двигатель (ЖРД) 10, расположенный за турбиной 4 по оси двигателя, содержит внутри камеры сгорания парогазогенератор шаровой формы.

На ободе диска последней ступени ВСК расположены рабочие лопатки 11 "стартер-турбины" (см.фиг.1), имеющие канал 12 для подвода сжатого воздуха от стационарной аэродромной установки или от соседнего двигателя при запуске его в воздухе.

Камера сгорания 3 (фиг.2) сварная, внутри содержит конвектор шароторовой конструкции 15, кольцевая предназначена для образования и горения топливопаровоздушной смеси. Содержит силовой корпус 14, конвектор шароторовой конструкции. Полость, образованная между корпусом 14 и шароторовым конвектором 15, является активной зоной смешения, где осуществляется конвективный теплообмен горящих газов, выходящих из шароторового конвектора 15 с основным воздушным потоком ВСК, чем достигается выравнивание температурного поля перед турбиной 4. На корпусе камеры сгорания 14 расположен пусковой двухканальный топливный коллектор 16. Пусковое топливо подается в канал 17. Коллектор 19 имеет два ряда форсунок 20 для подачи пара в камеру сгорания 3. Отверстия 21 парогенератора 13 (см.фиг.4) служат для организации пленочного охлаждения полок и ножек лопаток первой ступени турбины 4, а отверстия 83 соединяют внешнюю кольцевую полость с коллектором пара 82, охватывающего внешнюю кольцевую полость парогенератора. Силовой корпус 14 камеры сгорания связан с силовой рамой 22 шароторового конвектора 15. На пусковом топливном коллекторе 16 установлены пусковые форсунки 23. Плита 24 шароторового конвектора, на которой расположены форсунки 25, выполнена разъемной от корпуса шароторового конвектора 15.

Турбодетандер 8 (см.фиг.1 и 5) расположен за средней опорой 26. Он содержит два колеса, установленных на опорах, вращающихся на подшипниках качения. Первое колесо (левое) имеет две центростремительные (расширяющиеся) ступени 27 и 28. Ступень 27 подает часть воздуха, забираемого за первой ступенью ВСК, через окна перепуска 29 на центробежную (нагнетающую) ступень 30, выполненную заодно целое с диском 31 осевой ступени 32 ВСК. Ступень 28 подает большую часть жидкого воздуха в тепломассообменный аппарат 35, где он разделяется на газообразный азот и жидкий кислород. Второе колесо (правое) турбодетандера имеет также две ступени, одна из них 33 - центробежная (нагнетающая) отбирает жидкий кислород из тепломассообменника 35, а центростремительная (расширяющаяся) ступень 34 направляет охлажденный воздух на диски и лопатки турбины 4 с целью их охлаждения. Тепломассообменник 35 имеет фланец отбора газообразного азота 36. Оба колеса приводятся во вращение лопатками 37 и 38, работающими в турбинном режиме, используя энергию скоростного воздушного потока первого контура двигателя. В дисках ВСК второй, третьей и последующих ступеней выполнены отверстия 39, через которые охлажденный воздух от ступени 27 поступает к ступени 30. При запуске двигателя на старте воздух подводится от стационарной аэродромной установки к фланцу 40. При запуске двигателя в воздухе в канал 12 подается воздух от соседнего двигателя. На дисках всех ступеней компрессора и турбины выполнены ребра жесткости 41.

За первой комбинированной ступенью ВСК расположен теплообменник 7 торовой конструкции, имеющий сверху клапаны 43, через которые часть испаряющегося газообразного водорода поступает в проточную часть ВСК, понижая дополнительно энтальпию воздуха, проходящего через первый контур двигателя. Теплообменник 7 на внешней и внутренней поверхностях имеет направляющие лопатки 44 (см.рис. 7).

Для повышения лобовой тяги, полетного КПД и снижения шума двухрядный вентилятор изменяемого шага (см.фиг.10) выполнен с четным числом лопастей. Лопасти второго ряда 45 на определенный размер входят в межлопастное пространство лопастей первого ряда 46.

В средней опоре 26 расположены трубы 47 перепуска воздуха от центростремительной расширяющейся ступени 27 турбодетандера к центробежной ступени сжатия 30 комбинированной первой ступени ВСК.

Главный вал "вентилятор-турбина" двигателя вращается на подшипниках скольжения 48 (см.фиг.5), размещенных в его передней, средней и задней опорах, имея следующие преимущества в сравнении с подшипниками качения:

- значительно снижается шум двигателя на режиме дросселирования;

- он менее чувствителен к ударным нагрузкам;

- имеет малое гидравлическое сопротивление при высоких скоростях вращения;

- прост по конструкции;

- повышает продольную жесткость двигателя;

- меньше нагрев от трения;

- меньший вес.

Двигатель имеет раздельное капотирование входного и выходного устройств, объединенных в одно целое решетчатым воздухозаборником 49, входящим в силовую схему двигателя, причем решетчатый воздухозаборник закапотирован (не показано) створками, открывающимися гидроцилиндрами. Входное устройство - регулируемое (см. фиг.12), позволяющее с подъемом на высоту изменять степень двухконтурности для уменьшения темпа падения тяги, создаваемой первым контуром. Высокая степень эжекции реактивного сопла позволяет подсасывать наружный воздух во второй контур через открытые створки решетчатого воздухозаборника, чем обеспечивается дополнительное поступление воздуха, необходимого для включения в работу ПВРД на всех режимах, включая и взлетный, чтобы получить большую тягу.

В двигателе разгрузка высокоскоростного компрессора от действия осевых сил осуществляется подводом сжатого воздуха по трубопроводам 50 в пространство между диском 31 и корпусом передней опоры двигателя.

В двухконтурном газотурбинном вентиляторном двигателе за турбиной по оси расположен жидкостный ракетный двигатель (ЖРД) 10, внутри камеры сгорания которого расположен парогазогенератор 52 шаровой конструкции. ЖРД имеет рубашку охлаждения 53, охлаждаемую продуктами сгорания водорода, а критическое сечение сопла дополнительно охлаждается газообразным водородом, который по трубам 54 поступает к форсункам 55, расположенным напротив клапанов подачи паровоздушной смеси 85. В головку камеры сгорания ЖРД через отверстия 56 подаются продукты сгорания водорода, выходящие за турбиной 4 и через окна 57 (см.фиг.9), поступающие в пространство под стекателем сопла Лаваля 58. По трубе 59 в парогазогенератор 52 подается воздух из-за последней ступени ВСК. ЖРД крепится пятой 60 головки камеры сгорания к раме 61 (см.фиг.9), а выходным фланцем 62 сопла камеры сгорания ЖРД - к фланцу 63 внутреннего стекателя 58 сопла Лаваля. На парогазогенераторе 52 (по оси) расположена форсунка 64, служащая для заполнения паровоздушной смесью камеры сгорания ЖРД, вступающая в работу с выходом двигателя на режим малого газа.

Система регулирования степени двухконтурности (см.фиг.12) включает створки 75 и 76 и гидроцилиндры 77 и 78.

Двигатель работает следующим образом: на старте к фланцу 40 коллектора 50 (см.фиг.5) от аэродромной установки подводится горячий сжатый воздух, который поступает на рабочие лопатки "стартер-турбины", а пусковой топливогазообразный водород подается в канал 17 топливного коллектора (см.фиг.2) и двухканальную форсунку 23 - двигатель выходит на малый газ. Далее топливо подается к штуцеру 79 (см.фиг.3) и каналу плиты 24 шароторового конвектора. В это же время подается пар к фланцу 80 коллектора 19, а через форсунки 20 он поступает далее в камеру сгорания, а по патрубкам в шароторовый конвектор 15. Пар к фланцу 80 поступает по трубам 81 от коллектора пара 82, отверстиями 83 связанным с парогенератором 13, выполненным за одно целое с полыми направляющими лопатками 84 турбины 4. В шароторовом конвекторе начинается горение водорода в смеси воздуха, поступающего из ВСК, и пара, поступающего из парогенератора 13. Пар подается также в канал 19 пускового коллектора и форсункам 23. Двигатель выходит на номинальный режим. На взлете топливо подается к форсункам камеры сгорания ЖРД и форсункам форсажной камеры двигателя. Одновременно паровоздушная смесь через клапаны 85 поступает в камеру сгорания ЖРД. На взлете двигатель развивает тягу не менее 150 т. С подъемом на высоту открываются створки 75 и 76 и воздух из второго контура поступает в первый, уменьшая тем самым темп снижения тяги, создаваемой первым контуром, а для устранения голодания форсажной камеры с подъемом на высоту открываются створки решетчатого заборника (не показаны), через которые происходит подсасывание наружного воздуха в форсажную камеру.

1. Двухконтурный газотурбинный вентиляторный двигатель, содержащий вентилятор, высокоскоростной компрессор (ВСК), камеру сгорания с шароторовым конвектором, двухступенчатую турбину, соединенную валом с вентилятором и через мультипликатор с высокоскоростным компрессором, реактивное сопло, форсажную камеру сгорания, отличающийся тем, что он снабжен воздушно-водородным теплообменником торовой конструкции, расположенным между первой и второй ступенями высокоскоростного компрессора, турбодетандером, расположенным между средней опорой и камерой сгорания, парогенератором, выполненным за одно целое с направляющим сопловым аппаратом турбины и жидкостно-ракетным двигателем, расположенным за турбиной по оси двигателя.

2. Двигатель по п.1, отличающийся тем, что жидкостно-ракетный двигатель, расположенный за турбиной по оси двигателя, содержит внутри камеры сгорания парогазогенератор шаровой формы.

3. Двигатель по п. 1 или 2, отличающийся тем, что на ободе колеса последней ступени высокоскоростного компрессора расположены рабочие лопатки «стартер-турбины», имеющей канал для подвода сжатого воздуха от стационарной аэродромной установки или от соседнего двигателя при запуске его в воздухе.

4. Двигатель по п. 3, отличающийся тем, что парогазогенератор, расположенный внутри камеры сгорания жидкостного-ракетного двигателя, соединен с высокоскоростным компрессором.

5. Двигатель по п. 4, отличающийся тем, что первая ступень высокоскоростного компрессора выполнена комбинированной, к осевой ступени добавлена центробежная ступень, при этом на диске выполнены ребра жесткости, а в дисках второй и последующих ступеней имеются отверстия для прохода воздуха от центростремительной расширяющейся ступени турбодетандера к центробежной ступени сжатия ВСК.

6. Двигатель по п.5, отличающийся тем, что камера сгорания жидкостно-ракетного двигателя имеет рубашку охлаждения продуктами сгорания газообразного водорода, а критическое сечение сопла дополнительно охлаждается газообразным водородом.

7. Двигатель п. 6, отличающийся тем, что в средней опоре смонтированы трубы для прохода воздуха от расширительной центростремительной ступени турбодетандера к центробежной ступени сжатия первой комбинированной ступени высокоскоростного компрессора.

8. Двигатель по п. 7, отличающийся тем, что в коллекторе пара, расположенном на корпусе камеры сгорания, установлены два ряда форсунок подачи пара в камеру сгорания.

9. Двигатель по п. 8, отличающийся тем, что главный вал (вентилятор-турбина) установлен на подшипниках скольжения.

10. Двигатель по п. 9, отличающийся тем, что он имеет раздельное капотирование входного и выходного устройств, объединенных в одно целое решетчатым заборником, входящим в силовую схему двигателя.

11. Двигатель по п. 10, отличающийся тем, что пусковой топливный коллектор выполнен двухканальным, один канал служит для пускового топлива, а второй - для подачи паро-воздушной смеси на номинальном режиме.

12. Двигатель по п. 11, отличающийся тем, жидкостно-ракетный двигатель пятой крепится к раме, а его сопло своим выходным фланцем крепится к заднему фланцу стекателя сопла Лаваля.

13. Двигатель по п. 11, отличающийся тем, что вентилятор выполнен с четным числом лопастей, расположенных в два ряда с частичным заходом лопастей второго ряда в межлопаточные полости лопастей первого ряда.

14. Двигатель по п. 13, отличающийся тем, что в парогенераторе пара, выполненном за одно целое с направляющим сопловым аппаратом турбины, имеются отверстия, предназначенные для организации пленочного охлаждения полок и ножек лопаток первой ступени турбины, а также отверстия, соединяющие кольцевые полости с коллектором пара.