ГАЗОТУРБИННЫЙ ДВИГАТЕЛЬ Российский патент 1995 года по МПК F02C3/04 

Изобретение относится к авиационному двигателестроению и может быть применено при производстве как одноконтурных, так и двухконтурных двигателей.

Известна конструкция газотурбинной установки, в которой для увеличения эффективности использования тепла использована паротурбинный контур [1]. Тепло из вспомогательного контура с помощью теплообменников передается в паротурбинный контур и часть тепла преобразуется в турбине в механическую энергию, которая передается внешней нагрузке.

Недостатком этой конструкции является то, что мощность с вала турбины замкнутой паротурбинной установки передается внешней нагрузке, установка имеет увеличенный вес, а также необходимость рассеивания тепла в окружающей среде в теплообменниках паротурбинного контура.

Наиболее близким техническим решением, выбранным в качестве прототипа, является ГТД [2], содержащий компрессор низкого давления, выход из которого подключен к камере сгорания низкого давления и к компрессору высокого давления, камеру сгорания высокого давления, турбины высокого и низкого давления.

Недостатком прототипа является относительно узкий диапазон работы.

Целью изобретения является расширение диапазона работы.

Цель достигается тем, что холодные стороны теплообменников и проточная часть турбины, соединенной валом со свободным каскадом компрессора вспомогательного контура, включены в газодинамический тракт, связывающий бак с жидким аммиаком с камерой сгорания вспомогательного контура, причем бак с жидким аммиаком через насос соединен с холодной стороной первого теплообменника, которая, в свою очередь, связана с холодной стороной дополнительного теплообменника, соединяющего горячей стороной проточные части компрессора вспомогательного контура и свободного каскада компрессора вспомогательного контура, а последняя подключена через турбину, соединенную валом со свободным каскадом компрессора вспомогательного контура, холодные стороны второго и третьего теплообменников к камере сгорания вспомогательного контура.

На чертеже изображена схема заявляемого ГТД.

Заявляемый ГТД содержит основной контур, вспомогательный контур и газодинамический тракт. Основной контур включает компрессор 1, свободный каскад компрессора 2 основного контура, камеру 3 сгорания, турбину 4, топливный бак 5 (с керосином) и насос 6. Вспомогательный контур содержит горячую сторону теплообменника 7, компрессор 8, горячую сторону теплообменника 9, свободный каскад компрессора 10 вспомогательного контура, горячую сторону теплообменника 11, каналы 12 охлаждения ротора турбины основного контура, горячую сторону теплообменника 13, каналы 14 охлаждения статора турбины основного контура, камеру 15 сгорания, турбину 16 и свободную турбину 17. Газодинамический тракт соединяет бак 18 с жидким аммиаком с камерой 15 сгорания. Он состоит из насосов 19, холодных сторон теплообменников 7 и 9, проточной части турбины 20, механически связанной валом со свободным каскадом компрессора 10 вспомогательного контура, холодных сторон теплообменников 11 и 13.

Заявленный ГТД работает следующим образом. Воздух из атмосферы поступает в компрессор 1 и свободный каскад компрессора 2. После этого большая часть сжатого воздуха направляется в камеру 3 сгорания, где, смешиваясь с керосином, поданным из бака 5 насосом 6, а также с горячим газом из вспомогательного контура, сгорает и поступает затем в турбину 4. Меньшая часть сжатого воздуха после охлаждения в теплообменниках 7 и 9 и сжатия в компрессоре 8 и свободном каскаде компрессора 10 вспомогательного контура и дополнительного охлаждения в теплообменнике 11 направляется в каналы 12 охлаждения ротора турбины основного контура. После восстановления хладоресурса в теплообменнике 13 воздух поступает в каналы 14 охлаждения статора турбины основного контура, а оттуда - в камеру 15 сгорания. В камеру 15 сгорания подается практически весь разложившийся на азот и водород аммиак. Продукты сгорания расширяются в турбинах 16 и 17. Свободная турбина 17 приводит во вращение свободный каскад компрессора 2 основного контура. Охлаждение воздуха вспомогательного контура в теплообменниках 7, 9, 11 и 13 производится аммиаком, подаваемым из бака 18 насосом 19. В турбине 20 часть тепла аммиака преобразуется в механическую энергию, которая передается свободному каскаду компрессора 10 вспомогательного контура.

Использование: авиационное двигателестроение. Сущность изобретения: предлагается конструкция газотурбинного двигателя со вспомогательным контуром, в котором вспомогательный контур выполняет функции химического реактора. Жидкий аммиак, подаваемый в камеру сгорания вспомогательного контура, предварительно испаряется и разлагается, образуя горючее в теплообменниках, расширяется в газовой турбине. В результате расширяются функциональные возможности двигателя. Двигатель может работать как на криогенном смешанном аммиачно - керосиновом топливе, так и на обычном. 1 ил.

ГАЗОТУРБИННЫЙ ДВИГАТЕЛЬ, содержащий компрессор низкого давления, выход из которого подключен к камере сгорания низкого давления и к компрессору высокого давления, камеру сгорания высокого давления, турбину высокого и турбину низкого давления, холодильник, расположенный между компрессорами, отличающийся тем, что, с целью расширения диапазонов работы, функциональных возможностей и уменьшения отрицательного воздействия на окружающую среду, двигатель дополнительно снабжен системами охлаждения ротора и статора турбины низкого давления, теплообменниками, первый из которых установлен после компрессора высокого давления, второй - между системами охлаждения ротора и статора турбины низкого давления, топливным баком, а также дополнительными газовой турбиной, соединенной отдельным валом с последними ступенями компрессора низкого давления, вход в которую подключен к выходу из турбины высокого давления, а выход - к входу в камеру сгорания низкого давления, топливным баком и насосом для подачи дополнительного топлива, а также дополнительными компрессором, турбиной и теплообменником, причем дополнительный топливный бак через дополнительный топливный насос подсоединен к камере сгорания низкого давления, вход в дополнительную газовую турбину подключен по охлаждаемой среде к первому теплообменнику, а выход - к дополнительному теплообменнику, выход из которого подсоединен к второму теплообменнику, вход в дополнительный компрессор подсоединен к выходу из компрессора высокого давления через первый теплообменник, а выход подсоединен к дополнительному теплообменнику по охлаждаемой среде, выход из которого подключен к системе охлаждения ротора турбины низкого давления.