Настоящее изобретение относится к турбомашине, содержащей детонационную камеру, и к летательному аппарату, в частности к самолету, оснащенному такой турбомашиной. Более конкретно, настоящее изобретение относится к любому типу турбомашины, такой как турбореактивный двигатель, турбовинтовой двигатель, турбогенератор или газовая турбина, которая, как правило, содержит, по меньшей мере в направлении потока газов, компрессор, камеру сгорания, обеспечивающую создание потока горячих газов из воздушной смеси, образуемой из захваченного потока воздуха и топлива, и турбину, приводимую во вращение указанным потоком горячих газов и приводящую в действие указанный компрессор.
Таким образом, турбомашина извлекает тепловую энергию из газов, выделяемых при сгорании, осуществляемом в камере сгорания, посредством турбины для приведения в действие компрессора, а также вспомогательных механизмов, необходимых для плавной работы машины (насосов, регуляторов и т.д.).
Обычно указанная камера сгорания, предназначенная для образования потока горячих газов, является, как правило, камерой сгорания с постоянным давлением. Цель настоящего изобретения заключается в усовершенствовании такой турбомашины, в частности для увеличения ее полезной мощности.
С этой целью в соответствии с настоящим изобретением указанная турбомашина, содержащая, по меньшей мере в направлении потока газов, компрессор, камеру, содержащую средства, обеспечивающие создание горячих газов из воздушной смеси, образуемой из захваченного потока воздуха и из топлива, и турбину, приводимую во вращение посредством указанных горячих газов и приводящую в действие указанный компрессор, характеризуется тем, что указанная камера содержит двигатель с непрерывной детонационной волной, оснащенный кольцевой детонационной камерой и связанными средствами (системой впрыска, запальным средством), обеспечивающими непрерывное образование горячих газов из легковоспламеняющейся смеси топливо-воздух, причем указанный двигатель с непрерывной детонационной волной выполнен таким образом, чтобы образовывать из указанного захваченного потока воздуха первый поток, входящий в указанную детонационную камеру и применяемый указанным двигателем, и второй поток, обходящий указанную камеру, и указанная турбомашина дополнительно содержит вспомогательные средства для смешения горячих газов, выходящих из детонационной камеры, с указанным вторым потоком воздуха перед проведением указанных газов в турбину.
Следовательно, в соответствии с настоящим изобретением в турбомашине (турбореактивном двигателе, турбовинтовом двигателе, газовой турбине, турбогенераторе) традиционная камера сгорания с постоянным давлением заменена на двигатель, работающий по принципу непрерывной детонационной волны, описываемый более подробно далее.
Кроме того, в соответствии с настоящим изобретением часть захваченного свежего воздуха (приточного воздуха) отклоняют вокруг детонационной камеры, тем самым обеспечивая работу указанной камеры на уровнях состава смеси, достаточных для обеспечения стабильной работы и оптимального термодинамического КПД. Затем указанный отклоненный (или отведенный) воздух смешивают с горячими газами, выходящими из детонационной камеры, ограничивая температуру газов, приводящих турбину в действие. С этой целью предпочтительно предусмотрена эжекторная/смесительная система, обеспечивающая разбавление газов, выходящих из детонационной камеры, и сообщающая часть их импульса отклоненному свежему воздуху для получения, на относительно коротком расстоянии, газовой смеси, температура которой совместима с характеристиками турбины.
Как правило, двигатель с непрерывной детонационной волной (называемый CDWE) содержит кольцевую камеру, в которой происходит непрерывное образование горячих газов, выделяемых из самоподдерживающихся детонационных волн. Таким образом получают генератор, как и в камере сгорания, в которой поддерживается постоянное давление, который создает горячие газы, которые на выходе из детонационной камеры формируют сверхзвуковой поток с относительно равномерными характеристиками. Напротив, с точки зрения термодинамического цикла детонационный КПД в соответствии с настоящим изобретением потенциально выше на 15-25%, чем КПД сгорания при постоянном давлении. Более того, что касается камеры сгорания с постоянным давлением импульсного детонационного двигателя (PDE), то проблема, связанная с очень тяжелыми условиями воздействия создаваемых вибраций, не должна решаться a priori посредством такого импульсного детонационного двигателя. Действительно, в случае CDWE поток на выходе является относительно равномерным (но сверхзвуковым) и не создает низкие частоты, являющиеся причинами шума и отрицательно сказывающиеся на окружающей среде, воздействиям которых подвержено другое оборудование, пассажиры транспортного средства, оборудованного турбомашиной.
Замена в соответствии с настоящим изобретением традиционной камеры сгорания с постоянным давлением на CDWE двигатель, оснащенный детонационной камерой, позволяет, в частности, получать преимущества, описываемые ниже более подробно:
- за счет сниженной необходимости в степени сжатия - a priori в два или три раза меньше для таких же рабочих характеристик - можно упростить и сократить ступени компрессора и, следовательно, ступени турбины и тем самым сократить затраты на разработку и производство, одновременно снижая массу; и
- для такой же сложности и таких же рабочих характеристик компрессора (компрессоров) (и, следовательно, турбины (турбин)) за счет более высоко КПД термодинамического цикла представляется возможным существенно сократить расход топлива (от 15 до 20%) и, следовательно, выброс СО2. Также необходимо отметить, что практически мгновенный выброс горячих газов после прохождения детонационной волны обеспечивает, несмотря на полученные очень высокие максимальные температуры, образование минимального количества оксидов азота (NOx).
Согласно конкретному варианту осуществления указанная турбомашина может дополнительно содержать:
- первый дополнительный компрессор, расположенный ниже указанного компрессора, для сжатия указанного второго потока воздуха; и/или
- второй дополнительный компрессор, расположенный ниже указанного компрессора и выше указанной детонационной камеры, для сжатия указанного первого потока воздуха до того, как он войдет в указанную камеру.
Такой конкретный вариант осуществления, в частности, облегчает возможность отсоединения компрессора и детонационной камеры турбомашины, в частности для того, чтобы избежать поднятия детонационных волн или волн сжатия до компрессора. Более того, преимущественно указанная турбомашина может содержать несколько кольцевых детонационных камер, как было описано выше, которые расположены концентрично. Таким образом обеспечивается создание оптимальных рабочих условий в широком диапазоне всех составов посредством обеспечения большего или меньшего количества указанных концентрических камер с топливом и ограничение ударов при запуске посредством распределения воспламенения в каждой камере по времени.
Более того, турбомашина преимущественно может содержать по меньшей мере один контур охлаждения указанной детонационной камеры, причем в этом контуре топливо может циркулировать перед его впрыском в указанную камеру. Предпочтительно, указанный контур охлаждения проходит вдоль по меньшей мере одной боковой стенки указанной детонационной камеры, по меньшей мере вдоль части ее длины. Следовательно, охлаждение детонационной камеры можно осуществлять с помощью части или всего топлива до момента впрыска указанного топлива в указанную камеру. Таким образом можно поддерживать температурный режим в детонационной камере при одновременном испарении, по меньшей мере, части топлива, впрыскиваемого во время его циркуляции в указанный контур. Прямой впрыск предварительно испаренного топлива обеспечивает инициирование и стабильность детонации легковоспламеняющейся топливовоздушной смеси. Таким образом также устраняют проблемы, связанные с задержками испарения капель топлива и химической реакции.
Настоящее изобретение можно применять на турбомашине любого типа: на турбореактивном двигателе, турбовинтовом двигателе, турбогенераторе, газовой турбине. Более того, его можно реализовывать:
- в традиционной однопоточной турбомашине, содержащей один поток. В этом случае указанный двигатель с непрерывной детонационной волной задействует указанный один поток; или
- в традиционной двухпоточной турбомашине, содержащей первичный поток и вторичный поток. В этом случае указанный CDWE задействует указанный первичный поток.
Настоящее изобретение также относится к летательному аппарату, в частности самолету, оснащенному по меньшей мере одной турбомашиной, описанной выше.
Настоящее изобретение также относится к системе генерирования энергии, установленной на земле и которая оборудована по меньшей мере одной такой турбомашиной.
Фиг.1 поясняет, каким образом можно выполнить настоящее изобретение. На ней схематически показан частичный вид в поперечном сечении турбомашины, описанной в общих чертах, к которой относится настоящее изобретение.
Турбомашина 1, схематически и частично показанная на фиг.1, содержит ось 2 и содержит, как и обычно, в направлении 12 потока газов ниже отверстия для впуска воздуха (не показано), захватываемый в который поток воздуха показан стрелкой Е:
- один или несколько традиционных компрессоров 3;
- камеру 4, обеспечивающую создание горячих газов из воздушной смеси, получаемой из указанного захваченного потока Е воздуха, и традиционного топлива;
- одну или несколько традиционных турбин 5, приводимых во вращение посредством указанных горячих газов и которые приводят в действие указанный компрессор (компрессоры) 3, а также традиционные вспомогательные механизмы (не показаны), необходимые для плавной работы турбомашины 1 (насосы, регуляторы и т.д.); и
- средство 13 (сопло), обеспечивающее выход газов, как показано стрелкой G.
Все эти элементы, которые хорошо известны и которые традиционно можно производить различными способами, ниже подробно не описаны. Такое общее описание позволяет продемонстрировать, что настоящее изобретение применимо на турбомашинах 1 любого типа, которые обладают описанными выше общими характеристиками. Настоящее изобретение можно применять, в частности, на турбореактивном двигателе, турбовинтовом двигателе, газовой турбине или турбогенераторе.
Необходимо отметить, что в данном описании понятия «выше» и «ниже» имеют отношение к направлению потока 12 газов.
В соответствии с настоящим изобретением с целью усовершенствования указанной турбомашины 1:
- указанная камера 4 оснащена двигателем с непрерывной детонационной волной (называемым CDWE). Указанный двигатель 6 содержит, в частности, кольцевую детонационную камеру 7, расположенную концентрично вокруг оси 2, а также связанные средства 8 и 9 (описываемые более подробно ниже), необходимые для работы указанного двигателя, и обеспечивает непрерывное образование горячих газов из легковоспламеняющейся смеси топливо-воздух;
- указанный двигатель 6 с непрерывной детонационной волной расположен в указанной камере 4 ниже указанного компрессора 3 для применения части захваченного потока Е воздуха. Более конкретно, такое расположение обеспечивает формирование из указанного захваченного потока Е воздуха следующего:
- первого потока F1 воздуха, входящего в указанную детонационную камеру 7 и используемого указанным двигателем 6 для образования горячих газов (поток F3); и
- второго потока F2 воздуха, который обходит указанную детонационную камеру 7; и
- указанная турбомашина 1 дополнительно содержит эжекторную/смесительную систему 10 (специально не показана) для смешения горячих газов (поток F3), выходящих из детонационной камеры 7, с указанным вторым потоком F2 воздуха перед введением указанной смеси в турбину 5 для приведения ее в действие.
Таким образом, настоящее изобретение обеспечивает замену в турбомашине 1 (турбореактивном двигателе, турбовинтовом двигателе, газовой турбине, турбогенераторе) традиционного генератора горячего газа, то есть камеры сгорания с постоянным давлением, на двигатель 6 с непрерывной детонационной волной (CDWE). Как правило, такой CDWE 6 содержит кольцевую камеру 7, в которой происходит непрерывное образование горячих газов, выделяемых из самоподдерживающихся детонационных волн. В таком двигателе 6 система 8 впрыска обеспечивает непрерывный впрыск топлива в кольцевую камеру 7. Указанное топливо смешивается с холодным воздухом указанного потока F1, образуя взрывчатую смесь. Затем происходит инициирование детонационной волны в указанной взрывчатой смеси посредством традиционного средства 9 инициирования (мостик электровоспламенителя, детонационная труба и т.д.). Указанная волна распространяется кольцеобразно в холодной взрывчатой смеси, тогда как горячие газы, которые образует указанная волна, расширяются в оставшемся пространстве кольцевой камеры 7. Поскольку впрыск холодной взрывчатой смеси происходит непрерывно, при возвращении волны в ее начальную точку она вновь контактирует с холодной смесью и продолжает кольцевое движение, которое таким образом становится непрерывным. К тому же ниже прохождения детонационной волны и после начального выброса горячих газов образуется слой холодной смеси, который за счет контакта с горячими газами и под воздействием определенных условий создает новую самоинициируемую детонационную волну. Таким образом создается кольцевая камера 7, в которой ряд вращающихся детонационных волн, перемещающихся на частоте в несколько кГц (до 30 кГц), образует горячие газы, которые расширяются в направлении открытого расположенного ниже конца 14 камеры 7.
Таким образом, в соответствии с настоящим изобретением часть F1 захваченного холодного воздуха Е обеспечивает работу двигателя 6 с составами, уровень которых является достаточным для обеспечения стабильной работы и оптимального термодинамического КПД.
Более того, эжекторная/смесительная система 10 смешивает горячие газы F3, выходящие из детонационной камеры 7, с указанным вторым потоком F2 (холодного воздуха), ограничивая температуру газов (смеси F2 и F3), приводящих турбину 5 в действие. Указанная эжекторная/смесительная система 10 предназначена для разбавления горячих газов F3, выходящих из детонационной камеры 7, и сообщения части их импульса отклоненному холодному воздуху F2 для получения, на относительно коротком расстоянии, газовой смеси, температура которой совместима с характеристиками турбины 5. Следовательно, работа детонационной камеры 7 возможна при составе, достаточном для достижения стабильной и эффективной работы (при условиях, близких к условиям Чепмена-Жуге) с одновременным поддержанием температуры на входе в турбину 5, достаточной для обеспечения ее температурного режима. Благодаря приведенным выше характеристикам, как и в камере сгорания с постоянным давлением, получают непрерывное образование горячих газов, причем газы формируют на выходе из детонационной камеры 7 сверхзвуковой поток с относительно равномерными характеристиками.
Напротив, с точки зрения термодинамического цикла КПД детонации, создаваемой в двигателе 6, потенциально выше на 15-25%, чем КПД сгорания с постоянным давлением.
Замена в соответствии с настоящим изобретением традиционной камеры сгорания с постоянным давлением на CDWE 6, оснащенный детонационной камерой 7, позволяет, в частности, получать следующие преимущества:
- за счет сниженной необходимости в степени сжатия - a priori в два или три раза меньше для таких же рабочих характеристик - можно упростить и сократить ступени компрессора 3 и, следовательно, ступени турбины 5 и тем самым сократить затраты на разработку и производство турбомашины 1, одновременно снижая массу; и
- для такой же сложности и таких же рабочих характеристик компрессора (компрессоров) 3 и, следовательно, турбины (турбин) 5) за счет более высокого КПД термодинамического цикла представляется возможным существенно сократить расход топлива (от 15 до 20%) и, следовательно, выброс СО2. Также необходимо отметить, что практически мгновенный выброс горячих газов после прохождения детонационной волны обеспечивает, несмотря на полученные очень высокие максимальные температуры, образование минимального количества оксидов азота (NOx).
Более того, система 8 впрыска обеспечивает впрыск традиционного топлива отдельно в воздух (поток F1). Поэтому впрыска предварительной смеси не происходит, что позволяет устранить возможность сгорания выше детонационной камеры 7. Более того, для топлива длительного хранения, например жидкого углеводорода, также можно выполнить контур рекуперации (не показан), который позволяет предварительно испарять топливо (перед его впрыском) и, таким образом, получать удовлетворительные условия смешения и детонации, не прибегая к предварительному смешению. Предпочтительно указанный контур рекуперации (или охлаждения), в котором циркулирует топливо, проходит вдоль по меньшей мере одной боковой стенки указанной детонационной камеры, по меньшей мере, вдоль части ее длины. Кроме того, также предоставляется возможность обеспечить систему впрыска воздуха (которая выполнена, например, в форме кольцевого паза, образующего канал подачи воздуха) на входе в детонационную камеру 7, обеспечивая выполнение отсоединения указанной камеры 7 и расположенной выше части.
Согласно конкретному варианту осуществления указанная турбомашина 1 дополнительно содержит по меньшей мере один дополнительный компрессор 11 (или нагнетатель), расположенный ниже указанного компрессора 3 и выше указанной детонационной камеры 7 (в направлении потока 12), для сжатия указанного потока F1 воздуха до того, как он войдет в указанную камеру.
Такой конкретный вариант осуществления, в частности, облегчает возможность разделения компрессора 3 и детонационной камеры 7, в частности для того, чтобы избежать поднятия детонационных волн или волн сжатия до компрессора 3. Более того, указанная турбомашина 1 может дополнительно содержать по меньшей мере один другой нагнетатель или дополнительный компрессор (не показан), который задействует указанный поток F2 воздуха, обходящий детонационную камеру 7. Дополнительно, согласно другому варианту осуществления указанная турбомашина 1 может содержать несколько (два или более) двигателей 6 (как было описано выше) и соответственно несколько детонационных камер 7, концентрично расположенных относительно друг друга вокруг оси 2. В частности, это позволяет:
- создавать оптимальные рабочие условия в широком диапазоне составов. Действительно, в случае данной детонационной камеры 7 представляется возможным добиться очень хороших рабочих характеристик в ограниченном диапазоне впрыскиваемых составов (скорость волны очень близка к скорости Чепмена-Жуге в рассматриваемых условиях), но в целом со снижением рабочих характеристик для других составов. Также за счет предоставления нескольких концентричных детонационных камер 7 с потенциально разными характеристиками можно создать хорошие рабочие условия в широком диапазоне всех составов посредством обеспечения большего или меньшего количества указанных концентрических камер 7 с топливом; и
- ограничить удары при запуске посредством распределения воспламенения в каждой камере 7 по времени.
Настоящее изобретение применимо для любого типа турбомашин 1. Следовательно, настоящее изобретение можно применять, как показано на фиг.1, на однопоточной турбомашине 1, содержащей один поток Е воздуха. В этом случае указанный двигатель 6 и, соответственно, указанная детонационная камера 7 задействуют указанный один поток Е, как было описано выше.
Настоящее изобретение также можно применять на традиционной двухпоточной турбомашине, содержащей первичный поток и вторичный поток. В такой турбомашине предварительно сжатый воздух не проходит полностью через двигатель, при этом часть сжатого воздуха (холодный поток или первичный поток) обходит по его периферии до сопла, где он впрыскивается с горячими газами (горячий поток или первичный поток). Согласно такому варианту применения указанный двигатель 6 и, соответственно, указанная детонационная камера 7 задействуют исключительно указанный первичный поток.
Турбомашина содержит, по меньшей мере, в направлении потока газов компрессор, камеру, содержащую средства, обеспечивающие создание горячих газов из воздушной смеси, образуемой из захваченного потока воздуха, и из топлива, и турбину, приводимую во вращение посредством горячих газов и приводящую в действие компрессор. Указанная камера содержит двигатель с непрерывной детонационной волной, оснащенный кольцевой детонационной камерой и связанными средствами, обеспечивающими непрерывное образование горячих газов из легковоспламеняющейся смеси топливо-воздух. Двигатель с непрерывной детонационной волной выполнен таким образом, чтобы образовывать из захваченного потока воздуха первый поток, входящий в детонационную камеру и применяемый в двигателе, и второй поток, обходящий камеру. Турбомашина дополнительно содержит вспомогательные средства для смешения горячих газов, выходящих из детонационной камеры, со вторым потоком воздуха перед их проведением в турбину и несколько детонационных камер, концентрично расположенных относительно друг друга вокруг оси турбомашин, обеспечивая создание оптимальных рабочих условий в широком диапазоне концентраций и ограничения ударов при запуске. Изобретение направлено на усовершенствование турбомашины, в частности увеличение ее полезной мощности. 3 н. и 7 з.п. ф-лы, 1 ил.
1. Турбомашина, относящаяся к типу, который содержит, по меньшей мере, в направлении (12) потока газов компрессор (3), камеру (4), содержащую средства, обеспечивающие создание горячих газов из воздушной смеси, образуемой из захваченного потока воздуха, и из топлива, и турбину (5), приводимую во вращение посредством указанных горячих газов и приводящую в действие указанный компрессор (3), причем указанная камера (4) содержит двигатель (6) с непрерывной детонационной волной, оснащенный кольцевой детонационной камерой (7) и связанными средствами (8, 9), обеспечивающими непрерывное образование горячих газов из легковоспламеняющейся смеси топливо-воздух, причем указанный двигатель (6) с непрерывной детонационной волной выполнен таким образом, чтобы образовывать из указанного захваченного потока (Е) воздуха первый поток (F1), входящий в указанную детонационную камеру (7) и применяемый в указанном двигателе (6), и второй поток (F2), обходящий указанную камеру, причем указанная турбомашина (1) дополнительно содержит:
- вспомогательные средства (10) для смешения горячих газов (F3), выходящих из детонационной камеры (7), с указанным вторым потоком (F2) воздуха перед их проведением в турбину (5); и
- несколько детонационных камер (7), концентрично расположенных относительно друг друга вокруг оси (2) турбомашин (1), обеспечивая создание оптимальных рабочих условий в широком диапазоне концентраций и ограничения ударов при запуске.
2. Турбомашина по п.1, отличающаяся тем, что указанные вспомогательные средства (10) содержат эжекторную/смесительную систему, обеспечивающую разбавление горячих газов (F3) и возвращающую часть их импульса холодному воздуху указанного второго потока (F2) воздуха для получения газовой смеси, температура которой совместима с характеристиками турбины (5).
3. Турбомашина по п.1, отличающаяся тем, что указанная турбомашина содержит по меньшей мере один дополнительный компрессор (11), расположенный ниже указанного компрессора (3) и выше указанной детонационной камеры (7), для сжатия указанного первого потока воздуха (F1) до того, как он войдет в указанную камеру.
4. Турбомашина по п.1, отличающаяся тем, что указанная турбомашина содержит по меньшей мере один дополнительный компрессор, расположенный ниже указанного компрессора (3) для сжатия указанного второго потока воздуха (F2).
5. Турбомашина по п.1, отличающаяся тем, что указанная турбомашина содержит по меньшей мере один контур охлаждения указанной детонационной камеры, причем в контуре топливо может циркулировать перед его впрыском в указанную камеру.
6. Турбомашина по п.5, отличающаяся тем, что указанный охлаждающий контур проходит вдоль по меньшей мере одной боковой стенки указанной детонационной камеры, по меньшей мере, вдоль части ее длины.
7. Турбомашина по п.1, отличающаяся тем, что указанная турбомашина является однопоточной турбомашиной, содержащей один поток (Е), причем указанный двигатель (6) с непрерывной детонационной волной задействует указанный один поток (Е).
8. Турбомашина по п.1, отличающаяся тем, что указанная турбомашина является двухпоточной турбомашиной, содержащей первичный поток и вторичный поток, причем указанный двигатель (6) с непрерывной детонационной волной задействует указанный первичный поток.
9. Летательный аппарат, в частности самолет, отличающийся тем, что указанный аппарат оснащен по меньшей мере одной турбомашиной (1) по п.1.
10. Система генерирования энергии, отличающаяся тем, что указанная система оснащена по меньшей мере одной турбомашиной (1) по п.1.
| RU 2009138620 A, 27.03.2011;RU 2203923 C1, 30.11.1993;US 2005/0284127 A1, 29.12.2005;GB 1069217A, 17.05.1967;RU 2200864 C2, 20.03.2003 | |||
| Колосоуборка | 1923 |
|
SU2009A1 |
