RU2002088C1

RU2002088C1 - Steam-gas aircraft engine

Info

Publication number: RU2002088C1
Authority: RU
Inventors: Николай Тимофеевич Бобоед
Original assignee: Boboed Nikolaj T
Priority date: 1990-12-25
Filing date: 1990-12-25
Publication date: 1993-10-30

Description

объединены трубками 60, которые установлены в термоизолирующей проставке 45 и бандажированы тонкой сверхпрочной нитью 59, намотанной между выступами 58, с заделкой нити 68 в нижней части простав- ки.united by tubes 60, which are installed in a heat-insulating spacer 45 and bandaged with a thin heavy-duty thread 59 wound between the protrusions 58, with the thread 68 being sealed at the bottom of the spacer.

Левый корпус 47 холодной ступени турбины соединены с валом 19 , на котором установлена шестерн 69, вход ща в зацепление с шестерн ми 23, которые вращаютс на шарикоподшипниках 25, установленных в неподвижном корпусе 22. который соедин етс с неподвижным кожухом 17 через спр мл ющие лопатки 26. На валу 19 установлен центробежный компрессор 27 третьего каскада. На неподвижном кожухе 28 расположены каналы подвода воздуха 29 от компрессора к камерам сгорани . После холодной ступени турбины расположены спр мл ющие лопатки 31, а после гор чей ступени турбины расположены спр мл ющие лопатки 34. Уплотнение гор чей ступени турбины производитс уплотнителем 38. В валу 41 установлен клапанThe left housing 47 of the cold stage of the turbine is connected to a shaft 19 on which gear 69 is mounted, engaged with gears 23 that rotate on ball bearings 25 mounted in the stationary housing 22. which is connected to the stationary housing 17 through matching blades 26. A centrifugal compressor 27 of the third stage is installed on the shaft 19. On the fixed casing 28 are air supply channels 29 from the compressor to the combustion chambers. After the cold stage of the turbine, matching blades 31 are located, and after the hot stage of the turbine there are matching blades 34. The sealing of the hot stage of the turbine is done by the seal 38. A valve is installed in the shaft 41.

39.В неподвижном корпусе имеетс пробка39. In a fixed housing there is a plug

40.обеспечивающа доступ к регулировке клапана, На валу 41 расположены лопатки 42 третьей ступени. В неподвижном корпусе 22 выполнен канал 70 дл подвода охлаждающей жидкости и канал 73 дл отвода паров, образующие систему жидкостного охлаждени . Дл герметизации холодной и гор чей ступеней турбины устанавливаетс уплотнитель 76. Вал 41 ввинчиваетс в корпус 44 через лопатки 42. На вал 41 навинчиваетс корпус 65 и уплотн етс уплотнителем 78. В валу выполн етс канал 77. в котором установлен клапан 39, направл юща 80 клапана и пружина 79. Камеры сгорани 8 закреплены на кожухе 85. соединены ребрами 83 и корпусом 10 и между собой ребрами 81 и 82. Каналы 84 предназначены дл продувки холодным воздухом наружного контура. На корпусе 51 выполнено внутреннее оребрение 86. По каналу 87 движетс рабочее тело по направлению стрелки 91. Перва турбина имеет входной направл ющий аппарат 90. Втора турбина вращаетс по направлению стрелки 89, а перва турбина вращаетс по направлению стрелки 92. В гор чей ступени турбины выполнено внутреннее оребрение 93. Позици ми 95, 96, 98 и 99 показано направление движени молекул испарившегос рабочего тела. Позицией 97 показана область пониженного давлени . Позицией 101 показаны входные кромки бандажа ребер, выполненных в виде многозаходного шнека, а между этими кромками образуютс каналы 100 дл прохода воздуха или газа. Позицией 102 показана невидима часть заделки нити.Позицией 103 показана поверхность жидкости, а позицией 104 сама жидкость. Позицией 105 обозначена поверхность лопатки, на кото- 5 рую действуют молекулы, создающие вращающий момент турбине. Позицией 106 показана поверхность лопатки, на которой создаетс тормоз щий момент молекул. Авиационный парогазовый двигатель40. Providing access to valve adjustment. Third stage vanes 42 are located on shaft 41. In the fixed housing 22, a channel 70 for supplying a coolant and a channel 73 for venting vapors form a liquid cooling system. To seal the cold and hot stages of the turbine, a seal 76 is installed. The shaft 41 is screwed into the housing 44 through the blades 42. The housing 65 is screwed onto the shaft 41 and sealed with a seal 78. A channel 77 is made in the shaft. A valve 39 is installed in it, which guides 80 valves and a spring 79. Combustion chambers 8 are mounted on the casing 85. They are connected by fins 83 and the housing 10 and interconnected by fins 81 and 82. The channels 84 are designed to purge the external circuit with cold air. An internal ribbing 86 is made on the housing 51. A working fluid moves along the channel 87 in the direction of the arrow 91. The first turbine has an input guide device 90. The second turbine rotates in the direction of arrow 89, and the first turbine rotates in the direction of arrow 92. In the hot stage of the turbine internal ribbing 93 has been completed. 95, 96, 98 and 99 show the direction of motion of the molecules of the evaporated working fluid. Reference numeral 97 shows a reduced pressure region. Reference numeral 101 shows the input edges of the band of ribs made in the form of a multi-auger, and channels 100 for the passage of air or gas are formed between these edges. Reference numeral 102 indicates the invisible portion of the thread closure. Position 103 indicates the surface of the liquid, and position 104 indicates the liquid itself. Position 105 indicates the surface of the blade, on which molecules acting 5 create the torque of the turbine. Reference numeral 106 shows the surface of the blade on which the inhibitory moment of the molecules is created. Combined-cycle aircraft engine

0 работает следующим образом. Вентил тор 3 компрессора первого каскада прокачивает воздух через двигатель. Часть этого воздуха прокачиваетс через компрессор второго каскада 4 и через переходник 180 works as follows. The fan 3 of the compressor of the first stage pumps air through the engine. Part of this air is pumped through the compressor of the second stage 4 and through the adapter 18

5 попадает в третий каскад, который выполнен в виде центробежной ступени компрессора . Сжатый компрессором воздух через канал подвода воздуха 29 попадает в камеру сгорани 8 и жаровые трубы 6. В камере5 falls into the third stage, which is made in the form of a centrifugal compressor stage. Compressed air through the air supply channel 29 enters the combustion chamber 8 and the flame tubes 6. In the chamber

0 сгорани сжигаетс топливо с выделением энергии. Гор чие газы поступают по каналу 9 и омывают пластины 32 турбины 33 генераторного контура. За счет огромного теп- лоперелада и большой площади пластин0 combustion, fuel is burned with the release of energy. Hot gases enter channel 9 and wash the plates 32 of the turbine 33 of the generator circuit. Due to the huge heat transfer and the large area of the plates

5 газы охлаждаютс и отдают свою энергию турбине 33. Давление сохран етс посто нным . За счет трени о пластины газ будет немного закручиватьс по направлению вращени турбины. Дл выравнивани по0 тока на выходе из турбины установлен направл ющий аппарат. Далее газ расшир етс в сверхзвуковом сопле 16 и с огромным импульсом вытекает в атмосферу. Так как компрессор создает высокое давле5 ние, а после турбины газ еще достаточно гор чий, то в сопле срабатываетс огромный теплоперепад. В камере сгорани достигаетс температура 2000°С, поэтому камера сгорани 8 и канал 9 помещены в5, the gases are cooled and give their energy to the turbine 33. The pressure is kept constant. Due to friction, the gas will twist slightly in the direction of rotation of the turbine. A guide vane is installed to equalize the flow at the turbine exit. Further, the gas expands in the supersonic nozzle 16 and flows out with a tremendous momentum into the atmosphere. Since the compressor creates high pressure, and after the turbine the gas is still quite hot, a huge heat drop is triggered in the nozzle. The temperature in the combustion chamber reaches 2000 ° C; therefore, the combustion chamber 8 and channel 9 are placed in

0 поток холодного воздуха наружного контура . На камерах сгорани выполнены ребра 81. 82, 82 дл охлаждени , за счет чего достигаетс эффективное охлаждение стенок камерсгорани и подвод щих каналов. Вен5 тил тор 3 прокачивает холодный воздух по наружному контуру и выравниваетс спр мл ющим аппаратом 5. Часть воздуха идет на охлаждение камер сгорани , а часть прокачиваетс через холодную ступень турбины.0 cold air flow of the external circuit. Fins 81 are provided on the combustion chambers. 82, 82 for cooling, whereby efficient cooling of the combustion chamber walls and supply channels is achieved. The fan 3 pumps cold air along the external circuit and is leveled with a melting apparatus 5. Some of the air is used to cool the combustion chambers, and some is pumped through the cold stage of the turbine.

0 Холодный воздух омывает пластины 30 и отводит тепло от холодной ступени турбины . За счет отвода тепла от турбины холод- ный воздух наружного контура подогреваетс , а также подогреваетс за0 Cold air washes the plates 30 and removes heat from the cold stage of the turbine. By removing heat from the turbine, the cold air of the external circuit is heated and also heated

5 счет охлаждени камер сгорани . Подогретый воздух расшир етс и за счет этого до- полнительно разгон етс , при этом увеличитс импульс воздуха наружного контура из двигател . Воздух, проход щий через холодную ступень турбины, за счет5 by cooling the combustion chambers. The heated air expands and, as a result, accelerates further, while the air pulse of the external circuit from the engine increases. The air passing through the cold stage of the turbine, due to

трени о пластины получает закрутку и дл выравнивани потока проходит через направл ющий аппарат.The friction on the plate receives a twist and passes through the guide apparatus to equalize the flow.

В авиационном парогазовом двигателе применен бинарный термодинамический цикл. Это значит, что в камере сгорани достигаетс максимально возможна температура , затем часть теплового потока используетс дл работы парового контура, а остальна часть тепловой энергии и все давление , полученное в компрессоре, срабатываетс в сопле.A binary thermodynamic cycle is used in an aircraft combined-cycle engine. This means that the maximum possible temperature is reached in the combustion chamber, then part of the heat flux is used to operate the steam circuit, and the rest of the heat energy and all the pressure received in the compressor are activated in the nozzle.

Парова турбина 33 работает по циклу, изображенному на фиг. 10 и 11. Газ из камеры сгорани с температурой 2000°С омывает пластины 32 гор чей ступени турбины 33 генераторного контура. Газ передает тепло этим ребрам и его температура снижаетс , а также снижаетс скорость движени газа, но давление сохран етс . Теплова энерги , полученна пластинами 32. передаетс корпусу 66 и через оребрение 93 нагревает жидкость 104. Испарение жидкости происходит примерно при температуре 500°С, поэтому от газа к жидкости устремл етс огромный тепловой поток. Происходит интенсивное испарение жидкости с поверхности 103 и общий импульс испарившихс молекул направлен к оси вращени ротора. Процесс нагрева жидкости через ребра происходит в PV и TS диаграммах по линии 3 4. Процесс испарени жидкости происходит по линии . В отличии от цикла Ренкина процесс испарени происходит под действием огромных центробежных сил. Если в паровом котле при испарении выбиваютс капли воды и образуетс насыщенный пар, то в данном случае рабочее тело (вода) прижато огромными силами к периферии и с поверхности жидкости могут испаритьс только молекулы с высокой энергией. Молекулы , обладающие высоким импульсом mV, начинают двигатьс к оси вращени ротораThe steam turbine 33 operates in the cycle depicted in FIG. 10 and 11. Gas from the combustion chamber with a temperature of 2000 ° C washes the plates 32 of the hot stage of the turbine 33 of the generator circuit. The gas transfers heat to these ribs and its temperature decreases, and the speed of the gas also decreases, but the pressure remains. The heat energy obtained by the plates 32. is transferred to the housing 66 and heats the liquid 104 through the fins 93. Evaporation of the liquid occurs at about 500 ° C, therefore a huge heat flow rises from the gas to the liquid. Intensive evaporation of the liquid from the surface 103 occurs and the total momentum of the vaporized molecules is directed towards the axis of rotation of the rotor. The process of heating fluid through the ribs occurs in the PV and TS diagrams along line 3 4. The process of evaporating fluid occurs along the line. Unlike the Rankine cycle, the evaporation process occurs under the influence of enormous centrifugal forces. If droplets of water are knocked out during evaporation and saturated steam forms in the steam boiler, in this case the working fluid (water) is pressed by huge forces to the periphery and only high-energy molecules can evaporate from the surface of the liquid. Molecules with a high momentum mV begin to move towards the axis of rotation of the rotor

и силой Кориолисаand Coriolis force

- -

F m Ok т2( X Ve )F m Ok t2 (X Ve)

прижимаютс к лопатке 94 (к поверхности 105). Поток молекул пара, сжатый силой Кориолиса на поверхности 105, создает область повышенного давлени . По мере движени к оси молекулы пара выдел ют свою энергию на лопатку и тер ют кинетическую энергию. Работа выхода пара к оси вращени рассчитываетс по формулеpressed against the blade 94 (to the surface 105). The flow of vapor molecules, compressed by the Coriolis force at surface 105, creates a pressure region. As they move toward the axis of the molecule, the steam releases its energy onto the scapula and loses kinetic energy. The work function of the steam output to the axis of rotation is calculated by the formula

А m ftj ,2 n Srdr.A m ftj, 2 n Srdr.

По мере совершени работы молекулы тер ют свою энергию, наиболее медленные начинают конденсироватьс и за счет увеличени плотности капель начинают двигатьс As the work progresses, the molecules lose their energy, the slowest ones begin to condense and begin to move due to an increase in the density of droplets

обратно к периферии. Сила Кориолиса величина векторна и все молекулы, которые двигаютс к периферии, начинают прижиматьс к противоположной поверхности 106 5 лопатки, создава тормоз щий момент. Эта жидкость по поверхности 106 лопатки скатываетс обратно к поверхности 103 жидкости дл последующего нагревани . В середине сегмента создаетс область пони0 женного давлени 97. Процесс испарени происходит по линии 56 в PV и TS диаграммах . На участке 45 поглощаетс огромное количество энергии Ои. Наиболее быстрые молекулы выход т к оси вращени и на фиг.9back to the periphery. The Coriolis force is a vector value and all molecules that move to the periphery begin to press against the opposite surface 106 of the scapula, creating a braking moment. This fluid slides back over the surface 106 of the blade to the surface 103 of the liquid for subsequent heating. An underpressure region 97 is created in the middle of the segment. Evaporation takes place along line 56 in the PV and TS diagrams. At section 45, a huge amount of Oi energy is absorbed. The fastest molecules go to the axis of rotation and in Fig.9

5 обозначены V3. Расширение происходит по линии 61. Эти молекулы, скатыва сь с поверхности 105, вращаютс вокруг вала 41 и попадают на лопатки 42. На этих лопатках пар разворачиваетс в противоположном5 are marked V3. The expansion occurs along line 61. These molecules, rolling off the surface 105, rotate around the shaft 41 and fall on the blades 42. On these blades, the steam unfolds in the opposite direction.

0 направлении и разгон етс за счет расширени и срабатывани определенного давлени пара. Этот пар попадает в направл ющий аппарат 90, течет по каналам 87 по направлению стрелки 91 и дейст5 вует на лопатки 43. 8 первой турбине 54 пар должен разгон тьс до окружной скорости ротора второй турбины. Перва турбина способна раскручиватьс до окружных скоростей 500-600 м/с. Поэтому между первой0 direction and accelerates due to the expansion and operation of a specific vapor pressure. This steam enters the guide apparatus 90, flows through the channels 87 in the direction of the arrow 91, and acts on the vanes 43. 8 of the first turbine 54, the steam must accelerate to the peripheral speed of the rotor of the second turbine. The first turbine is capable of spinning up to peripheral speeds of 500-600 m / s. Therefore between the first

0 турбиной 54 холодной ступени и вентил тором 3 установлен понижающий редуктор 2. Втора турбина холодной ступени за счет бандажа способна выдержать окружную скорость до 800 м/с. поэтому пар из0 a cold stage turbine 54 and a fan 3 have a reduction gear 2. A second cold stage turbine can withstand a peripheral speed of up to 800 m / s due to the bandage. therefore steam from

5 первой турбины должен протекать со скоростью 800 м/с. В каналах первой турбины пар разгон етс до сверхзвуковой скорости. Выход щий пар из первой турбины становитс неподвижным относительно второй5 of the first turbine should flow at a speed of 800 m / s. In the channels of the first turbine, the steam accelerates to a supersonic speed. Outgoing steam from the first turbine becomes stationary relative to the second

0 турбины. Пар сжимаетс центробежной силой и за счет интенсивного теплоотвода через оребрение 86 к пластинам 30 сжижаетс . Эта жидкость за счет перепада высоты выдавливаетс центробежной силой0 turbines. The steam is compressed by centrifugal force and due to intense heat removal through the fins 86 to the plates 30 is liquefied. This fluid is squeezed out by centrifugal force due to the height difference.

5 по трубкам 60 в гор чую ступень турбины. Между гор чей ступенью турбины и холодной установлена термоизолирующа про- ставка 45. В первой турбине происходит расширение и разгон пара за счет перепада5 through tubes 60 to the hot stage of the turbine. Between the hot stage of the turbine and the cold one, a thermally insulating gap 45 is installed. In the first turbine, expansion and acceleration of steam occur due to differential

0 давлений по линии 12 и на выходе из первой турбины пар попадает в точку 2 за линией х 1. В этой точке часть пара уже сконденсировалась в жидкость и оседает на периферии ротора. Остальна часть пара0 pressures along line 12 and at the exit of the first turbine, the steam enters point 2 behind line x 1. At this point, part of the vapor has already condensed into the liquid and settles on the periphery of the rotor. The rest of the steam

5 сжижаетс по линии 23 за счет отвода тепла QX в холодильник, которым вл етс холодный воздух после вентил тора наружного контура.5 is liquefied along line 23 by removing heat QX into the refrigerator, which is the cold air after the outdoor fan.

Бинарный цикл обладает более высоким КПД по сравнению со всеми существующими циклами. В данном случае температура холодильника на высоте 20 км равн етс -40°С, а в камере сгорани достигаетс температура 2000°С. Даже по циклу Кэрно КПД предлагаемого двигател составитThe binary cycle has a higher efficiency compared to all existing cycles. In this case, the refrigerator temperature at an altitude of 20 km is -40 ° C, and a temperature of 2000 ° C is reached in the combustion chamber. Even in the Cairna cycle, the efficiency of the proposed engine will be

п P

Tmin 2273 - 233Tmin 2273 - 233

22732273

20402040

0,9,0.9,

что в три раза выше, чем у существующих авиационных двигател х.which is three times higher than existing aircraft engines x.

В современных авиационных двигател х 2/3 давлени компрессора срабатываетс на турбине дл вращени компрессора и 1/3 расходуетс на создание силы т ги реакционной струи.In modern aircraft engines, 2/3 of the compressor pressure is triggered on the turbine to rotate the compressor and 1/3 is used to generate the thrust of the reaction jet.

В предлагаемом двигателе компрессор раскручиваетс паровой турбиной, котора работает только на разности температур, а все давление, полученное компрессором, расходуетс на создание силы т ги реактивной струей, а это в три раза выше, чем в современной турбине.In the proposed engine, the compressor is spun by a steam turbine, which operates only on the temperature difference, and all the pressure received by the compressor is spent on generating thrust by a jet stream, which is three times higher than in a modern turbine.

Так как третий каскад компрессора создает FK более 60, то дл облегчени сжати производитс охлаждение третьего каскада жидкостью по каналу 70 через систему жидФормула изобретени Since the third stage of the compressor generates an FK of more than 60, in order to facilitate compression, the third stage is cooled by liquid along channel 70 through the liquid system of the Invention

АВИАЦИОННЫЙПАРОГАЗОВЫЙAVIATION STEAM

ДВИГАТЕЛЬ, содержащий генераторный контур с компрессором, подключенным к камере сгорани , паровой контур с паровой турбиной, соединенной посредством вала с компрессором, и реактивное сопло, отличающийс тем, что, с целью повышени удельной мощности и экономичности, двигатель снабжен вентил тором и наружным контуром, компрессор системой жидкостного охлаждени , парова турбинаAn engine comprising a generator circuit with a compressor connected to a combustion chamber, a steam circuit with a steam turbine connected via a shaft to a compressor, and a jet nozzle, characterized in that, in order to increase the specific power and economy, the engine is equipped with a fan and an external circuit. liquid-cooled compressor, steam turbine

костного охлаждени , а испарившийс пар отводитс по каналу 73 (фиг.4).bone cooling, and the vaporized vapor is discharged through channel 73 (Fig. 4).

Заправка турбины рабочим телом (во- . дои) производитс через трубу 14 и клапанThe turbine is filled with a working fluid (water) through a pipe 14 and a valve

5 29 в канал 77. Через этот канал можно осуществить и сброс повышенного давлени через предохранительный клапан (на чертежах не показан). Пробка 40 служит дл обес- печени доступа регулировке и5 29 into the channel 77. Through this channel it is possible to discharge the overpressure through a safety valve (not shown in the drawings). The plug 40 serves as an access control and

0 обслуживанию клапана.0 valve maintenance.

Запуск двигател производитс аналогично существующим авиационным турбинам от внешнего источника энергии.The engine is started similarly to existing aircraft turbines from an external energy source.

Газ после камеры сгорани охлаждает5 с на турбине при сохранении высокого давлени , поэтому при расширении в сопле его температура понижаетс до более низких значений, чем у современных авиационных двигател х. За счет этого в атмосферу с га0 зами выбрасываетс гораздо меньше тепловой энергии, что положительно скажетс на экологии окружающей среды.The gas after the combustion chamber cools for 5 s on the turbine while maintaining high pressure; therefore, when expanding in the nozzle, its temperature decreases to lower values than with modern aircraft engines. Due to this, much less thermal energy is released into the atmosphere with gases, which will positively affect the ecology of the environment.

(56) Масленников М.М. и Шальман Ю.И. Ави- 5 ационные газотурбинные двигатели. М.: Машиностроение , 1975. с.483.(56) Maslennikov M.M. and Shalman Yu.I. 5 aviation gas turbine engines. M.: Mechanical Engineering, 1975.S. 483.

Шл хтенко С.М. Теори воздушно-реактивных двигателей. М.: Машиностроение, 1975. с.528, рис.14.3, 0Shl htenko S.M. Theory of jet engines. M .: Engineering, 1975.p.528, fig. 14.3, 0

выполнена двухступенчатой с холодной и гор чими ступен ми, снабжена термоизолирующей приставкой, установленнойmade two-stage with cold and hot steps, equipped with a thermally insulating prefix installed

5 между ними, и бандажом с ребрами, причем ребра бандажа холодной ступени расположены в наружном контуре, а ребра бандажа гор чей ступени - в генераторном контуре за выходом из камеры сгорани .5 between them, and the bandage with ribs, the ribs of the bandage of the cold stage located in the outer circuit, and the ribs of the bandage of the hot stage in the generator circuit outside the outlet of the combustion chamber.

0 система жидкостного охлаждени подключена к холодной ступени паровой турбины, а камера сгорани размещена в наружном контуре.0, the liquid cooling system is connected to the cold stage of the steam turbine, and the combustion chamber is located in the external circuit.

bb

$ fe SStf $ 3 $ fe SStf $ 3

V V

s|s |

kk

I73 .I73.

7f7f

згsg

6565

76 65 3776 65 37

IXIX

3838

8383

юYu

хx

Фиг, 6Fig 6

(р#&7(p # & 7

8910389103

Фиг ,9Fig 9

20020882002088

01/&Д01 / D

гогgog

(pveff(pveff

Ж. 97 104J. 97 104

О ABOUT

Фиг,12Fig, 12

1 V1 V