Способ форсирования авиационного двигателя

Изобретение относится к авиадвигателестроению. Способ форсирования авиационного газотурбинного двигателя заключается в подаче углеводородного топлива на вход в компрессор. Подача топлива на вход в компрессор сопровождается снижением расхода топлива в основную камеру сгорания на величину, равную расходу топлива, подаваемому на вход в компрессор. Расход топлива на входе в компрессор - не более трех процентов от расхода воздуха. Топливные форсунки, установленные на входе в компрессор, могут быть направлены навстречу воздушному потоку. Способ позволяет улучшить тяговые характеристики и снизить удельный расход топлива скоростных газотурбинных двигателей. 1 з.п. ф-лы, 3 ил.

 

Изобретение относится к авиадвигателестроению.

Увеличение скоростей полета сопровождается ухудшением тяговых характеристик авиационных газотурбинных двигателей (ГТД) - так называемое вырождение ГТД, при котором возможность подвода топлива в основную камеру сгорания (по мере уменьшения разницы температур газа перед турбиной и за компрессором) снижается.

Целью изобретения является улучшение тяговых и расходных характеристик авиационных газотурбинных двигателей.

Известен способ форсирования ГТД путем подвода дополнительного тепла за турбиной (Теория и расчет ВРД. Под ред. С.М.Шляхтенко, Москва, Машиностроение, 1987, стр.37). Недостатком способа является повышенный расход топлива, обусловленный пониженным давлением газа в форсажной камере сгорания.

Известен способ форсирования ГТД впрыскиванием жидкости в газовоздушный тракт двигателя (Теория и расчет ВРД. Под ред. С.М.Шляхтенко, Москва, Машиностроение, 1987, стр.374). Способ позволяет увеличить тягу двигателя, но при этом его экономичность ухудшается.

Известен способ форсирования ГТД наддувом турбины воздухом второго контура (RU 2193099, МПК 7 F02К 3/10, 2002). При использовании этого способа улучшение расходных характеристик ГТД на форсированных режимах сопровождается их ухудшением на нефорсированных режимах.

Известен способ форсирования ГТД увеличением частоты вращения ротора (Ю.Н.Нечаев, P.M.Федоров. Теория авиационных ГТД. Часть II, Москва, Машиностроение, 1978 г., с.175, рис.15.9). Возможности способа ограничены мощностью турбины и прочностью ротора.

Известен способ форсирования мощности газотурбинных установок подачей водовоздушной эмульсии на вход в компрессор (О.Н.Фаворский и др. Новые пути повышения эффективности конверсионных ГТУ газопарового цикла малой мощности. Теплоэнергетика, №6, 2005 г.). Количество подаваемой в компрессор воды в таких установках ограничено (1÷2 процента от расхода воздуха), что связано с устойчивостью работы компрессора.

Известен способ форсирования поршневых двигателей наддувом рабочих цилиндров топливовоздушной смесью, в котором топливо подается в центробежный нагнетатель (компрессор), установленный между карбюратором (форсунками) и рабочими цилиндрами (камерой сгорания) поршневого двигателя (Авиационный двигатель М-14 П. Техническое описание 14-000-300ТО, Москва, ДОСАФ СССР, 1989, с.37). Способ является ближайшим аналогом изобретения.

Поставленная цель достигается тем, что на вход в компрессор ГТД подается углеводородное топливо в количестве не более трех процентов от расхода воздуха. При этом расход топлива в основную камеру сгорания уменьшается на величину расхода топлива, подаваемого на вход в компрессор. Топливные форсунки, установленные на входе в компрессор, для улучшения смесеобразования направлены против воздушного потока.

Сущность изобретения заключается в том, что при подаче топлива на вход в компрессор ГТД имеют место физические эффекты: а) понижается температура газа на входе в компрессор, что облегчает сжатие воздуха в компрессоре; б) понижается температура газа на выходе из компрессора, что повышает величину относительного расхода топлива в основной камере сгорания (расход топлива, отнесенный к расходу воздуха); в) снижаются затраты тепловой энергии на испарение топлива в камере сгорания (часть топлива испаряется до попадания в камеру сгорания - во входном канале компрессора); г) улучшается смесеобразование, что в итоге позволяет достичь поставленной цели.

На фиг.1 изображена схема турбоэжекторного двигателя (ТРДЭ), иллюстрирующая применение нового способа;

на фиг.2 изображена зависимость коэффициента тяги Ср ТРДЭ с подачей и без подачи топлива на вход в компрессор;

на фиг.3 изображена зависимость удельного расхода топлива Суд ТРДЭ с подачей и без подачи топлива на вход в компрессор.

Двигатель состоит из входного устройства 1, топливного коллектора 2, канала низкого давления 3, турбокомпрессора 4, включающего компрессор, основную камеру сгорания с топливными форсунками, камеру смешения, турбину, выходного устройства 5.

Способ форсирования авиационного двигателя осуществляется следующим образом. На скоростях полета более трех чисел Маха, где эффективность способа, принимая во внимание высокую температуру воздуха на входе в компрессор, наивысшая, через коллектор 2 на вход в компрессор навстречу воздушному потоку подается углеводородное топливо в количестве не более трех процентов от расхода воздуха. В результате испарения топлива во входном канале компрессора образуется бедная топливовоздушная смесь (коэффициент избытка воздуха - за пределами горения), температура которой ниже температуры исходного воздушного потока. Топливовоздушная смесь сжимается в компрессоре и поступает в основную камеру сгорания, где смешивается с топливом, поступающим через топливные форсунки. Количество подмешиваемого топлива определяется оптимальным составом топливовоздушной смеси в основной камере сгорания. Тепловая энергия, выделяющаяся при сгорании топлива, преобразуется в приращение кинетической энергии газа, проходящего через двигатель, расход которого повышается с увеличением расхода топлива, подаваемого на вход в компрессор.

Методом математического моделирования на примере ТРДЭ выполнена оценка эффективности нового способа форсирования, а именно: выполнен расчет характеристик ТРДЭ с подачей топлива и без подачи топлива на вход в компрессор. Топливо (керосин) подавалось начиная с трех чисел Маха (на скорости М=3,5 расход топлива увеличивался до трех процентов от расхода воздуха и далее сохранялся на указанном уровне). Исходные данные двигателя: степень повышения давления в условиях старта πк=4,0; коэффициент эжекции в условиях старта m=0,05; температура газа перед турбиной Тг*=2300 К. Характеристики входного и выходного устройств - стандартные для ГЛА (Нечаев Ю.Н. Силовые установки гиперзвуковых и воздушно-космических летательных аппаратов. - M.: Академия космонавтики, 1996, табл.3, табл.8.а). Траектория полета - стандартная для ГЛА (Вестник академии космонавтики. - M.: Академия космонавтики, 1998, №2, с.153, рис.1). Изменение свойств газа в зависимости от его температуры и состава, а также потери давления в элементах двигателя и диссоциация продуктов сгорания учитывались.

На фиг.2 и 3 показаны зависимости коэффициента тяги Ср и удельного расхода топлива Суд от числа Маха для двух вариантов ТРДЭ: с подачей топлива и без подачи топлива на вход в компрессор. Видно, что в случае подачи топлива на вход в компрессор имеет место выигрыш (в пределах пяти процентов) как по тяговым (фиг.2), так по расходным (фиг.3) характеристикам.

Применение нового способа форсирования позволяет без каких-либо существенных конструктивных доработок улучшать тяговые и расходные характеристики скоростных газотурбинных двигателей, что снижает материальные затраты на создание указанных двигателей.

1. Способ форсирования авиационного двигателя, заключающийся в подаче углеводородного топлива на вход в компрессор, отличающийся тем, что двигатель - газотурбинный, подача топлива на вход в компрессор сопровождается снижением расхода топлива в основную камеру сгорания на величину, равную расходу топлива, подаваемого на вход в компрессор, расход топлива на входе в компрессор - не более 3% от расхода воздуха.

2. Способ форсирования авиационного двигателя по п.1, отличающийся тем, что топливные форсунки, установленные на входе в компрессор, направлены навстречу воздушному потоку.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к энергетике и может быть использовано на тепловых электрических станциях. .

Изобретение относится к области двигателестроения, в частности к авиационным одноконтурным газотурбинным двигателям, служащим приводом электрогенератора, нагнетателя газа или водяного подкачивающего насоса.

Изобретение относится к области энергетики, более конкретно к газотурбинным установкам, работающим на твердом, жидком или газообразном топливе, в том числе на продуктах газификации угля, и может найти применение при создании сравнительно простых стационарных или мобильных энергоустановок различной единичной мощности.

Изобретение относится к газотурбинным установкам и может быть использовано при создании наземных агрегатов для получения электричества и тепла с высокой эффективностью и при высоких экологических показателях.

Способ рекуперации энергии при сжатии газа компрессорной установкой (1), имеющей две или более ступеней сжатия. Каждая из ступеней образована компрессором (2, 3). По потоку после каждого из компрессоров расположен теплообменник (4, 5) с первой и второй частями. Охлаждающий агент направляют последовательно через вторую часть, по меньшей мере, двух теплообменников (4, 5). Последовательность, в соответствии с которой направляют охлаждающий агент через теплообменники (4, 5), выбирается таким образом, чтобы температура на входе в первую часть, по меньшей мере, одного последующего теплообменника была выше или равна температуре на входе в первую часть предшествующего теплообменника, при рассмотрении в направлении потока охлаждающего агента. Имеется, по меньшей мере, один теплообменник (4 и/или 17) с третьей частью для охлаждающего агента. В результате можно регенерировать больше энергии по сравнению с существующими способами рекуперации энергии. 24 з.п. ф-лы, 3 ил.

Изобретение относится к компрессоростроению и может быть использовано в теплоэнергетике, газоперекачивающих станциях, наземных и судовых транспортных средствах в стационарных газотурбинных установках, имеющих в своем составе осевой многоступенчатый компрессор. Способ повышения эффективности работы осевого многоступенчатого компрессора осуществляется путем впрыска воды. Воду в воздушный поток подают через калиброванные выпускные каналы, выполненные на поверхности лопаток направляющего аппарата. Впрыск воды проводят при температуре насыщения, соответствующей сумме локального давления в ступенях компрессора и перепада давления в указанных выпускных каналах. Впрыск воды начинают проводить в ступенях компрессора, где температура среды становится выше температуры насыщения воды при локальном давлении в ступенях компрессора. Достигается уменьшение потребляемой компрессором мощности за счет определения оптимальных места и параметров впрыскиваемой воды в проточную часть многоступенчатого компрессора. 1 з.п. ф-лы, 4 ил.

Изобретение относится к области энергетики. При работе газотурбинной установки охлаждение сжатого воздуха в смесительных камерах турбокомпрессора осуществляют путем подачи в смесительные камеры незамерзающего при минусовых температурах окружающей среды антифриза в виде капель размером 20-500 мкм и полного вывода антифриза из смесительных камер с помощью сепарационно-вихревых устройств после безыспарительного нагрева антифриза. Безыспарительность контактным капельным охлаждением сжатого воздуха обеспечивается расходом хладагента, при котором влагосодержание воздуха на входе в смесительную камеру практически равно на выходе из нее. Кроме того поддерживается изотермичность процесса сжатия в пределах 1-10°C. Выведенный из смесительных камер нагретый антифриз направляют в повторный оборот, предварительно охлаждая его воздухом окружающей среды в автономном теплообменном устройстве до температуры выше, чем температура окружающей среды на 1-8°C. Изобретение позволяет повысить эффективность газотурбинной установки за счет снижения температуры изобарного охлаждения сжатого воздуха в смесительных камерах турбокомпрессора. 2 з.п. ф-лы, 1 ил.

Изобретение относится к энергетике. Способ эксплуатации газотурбинной установки, в которой сжатый воздух выходит из компрессора и подается для охлаждения термически нагруженных компонентов камеры сгорания или турбины. При этом, по меньшей мере, один поток охлаждающего воздуха предназначен для достижения конкретных эксплуатационных задач, а именно направляется из компрессора или стороны выпуска компрессора на термически нагруженные компоненты. Также представлена газотурбинная установка для осуществления способа согласно изобретению. Изобретение позволяет достичь эксплуатационной гибкости при регулировании системы воздушного охлаждения. 2 н. и 11 з.п. ф-лы, 1 ил.

Изобретение относится к системам генерации энергии. Технический результат: повышение КПД. Система для охлаждения воздуха в системе производства электроэнергии содержит камеру обработки воздуха, первый и второй компрессоры, абсорбционный холодильник для пара, устройство аккумулирования энергии. Камера обработки воздуха выполнена с возможностью получения воздуха, его охлаждения и удаления влаги из воздуха. Первый компрессор проточно соединен с камерой обработки воздуха и выполнен с возможностью получения воздуха из камеры обработки воздуха и выпуска первого сжатого нагретого потока воздуха. Абсорбционный холодильник соединен с первым компрессором и выполнен с возможностью охлаждения первого сжатого нагретого потока воздуха. Второй компрессор соединен с абсорбционным холодильником и выполнен с возможностью получения охлажденного указанного первого потока воздуха и выпуска второго сжатого нагретого потока воздуха. Устройство аккумулирования энергии соединено со вторым компрессором и выполнено с возможностью аккумулирования тепловой энергии от второго сжатого нагретого потока воздуха. Система охлаждения воздуха содержит также емкость, соединенную с устройством аккумулирования энергии и выполненную с возможностью хранения охлажденного сжатого воздуха, полученного из устройства аккумулирования энергии. 3 н. и 17 з.п. ф-лы, 11 ил.

Способ форсирования турбореактивного двигателя, состоящего из входного устройства, турбокомпрессора, у которого лопатки турбины охлаждаются воздухом, отбираемым от компрессора, выходного устройства. На вход в компрессор подается вода. Вода подается на скоростях полета более 3,2 чисел Маха при температуре газа перед лопатками турбины более 2300 К и частоте вращения компрессора, превышающей более чем в 1,3 раза частоту вращения компрессора в условиях взлета. Способ позволяет летательным аппаратам с турбореактивными двигателями развивать гиперзвуковые скорости полета, может быть использован в самолетах-перехватчиках. 2 з.п. ф-лы, 5 ил.

В изобретении предложены турбокомпрессорные генераторные установки (200, 300), содержащие компрессоры с высокой степенью сжатия и с более чем одним промежуточным охлаждением, и связанные с ними способы. Компрессор (245, 345) с высокой степенью сжатия и с более чем одним промежуточным охлаждением содержит корпус (246, 346) с группой камер (247, 248), по меньшей мере один вал (265, 365), проходящий внутри указанных камер, и рабочие колеса (257, 258), установленные соответственно на указанном, по меньшей мере одном валу внутри указанных камер. Каждая камера имеет газовпускное отверстие и газовыпускное отверстие для обеспечения возможности впуска газового потока в эту камеру и выпуска из нее. Газовый поток последовательно сжимается в каждой из указанных камер и охлаждается снаружи указанного корпуса при переходе из одной камеры в следующую камеру из указанных камер. 3 н. и 8 з.п. ф-лы, 4 ил.
Наверх