RU2029117C1

RU2029117C1 - Gas-turbine engine

Info

Publication number: RU2029117C1
Authority: RU
Inventors: А.Н. Гришин
Original assignee: Гришин Александр Николаевич
Priority date: 1988-12-20
Filing date: 1988-12-20
Publication date: 1995-02-20

Abstract

FIELD: aircraft engine engineering. SUBSTANCE: gas-turbine engine has auxiliary contour which is a chemical reactor. Liquid ammonia, which is fed to the combustion chamber of auxiliary contour, is preliminary evaporated and decomposed to form fuel in heat exchangers and expanded in gas turbine. EFFECT: expanded functional capabilities. 1 dwg

Description

Изобретение относится к авиационному двигателестроению и может быть применено при производстве как одноконтурных, так и двухконтурных двигателей. The invention relates to aircraft engine manufacturing and can be used in the manufacture of both single-circuit and dual-circuit engines.

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. A known construction of a gas turbine installation in which a steam turbine circuit is used to increase the efficiency of heat use [1]. Using heat exchangers, heat from the auxiliary circuit is transferred to the steam-turbine circuit and part of the heat is converted into mechanical energy in the turbine, which is transferred to the external load.

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. The disadvantage of this design is that the power from the turbine shaft of the closed steam turbine unit is transferred to the external load, the unit has an increased weight, as well as the need for heat dissipation in the environment in the heat exchangers of the steam turbine circuit.

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. The closest technical solution, selected as a prototype, is a gas turbine engine [2], comprising a low-pressure compressor, the output of which is connected to a low-pressure combustion chamber and to a high-pressure compressor, a high-pressure combustion chamber, high and low pressure turbines.

Недостатком прототипа является относительно узкий диапазон работы. The disadvantage of the prototype is a relatively narrow range of work.

Целью изобретения является расширение диапазона работы. The aim of the invention is to expand the range of work.

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. The goal is achieved by the fact that the cold sides of the heat exchangers and the flow part of the turbine connected by a shaft with a free cascade of the auxiliary circuit compressor are included in the gasdynamic path connecting the tank with liquid ammonia to the combustion chamber of the auxiliary circuit, and the tank with liquid ammonia is connected through the pump to the cold side of the first a heat exchanger, which, in turn, is connected to the cold side of an additional heat exchanger connecting the flow parts of the auxiliary compressor to the hot side cheers and a free cascade of the compressor of the auxiliary circuit, and the latter is connected through a turbine connected by a shaft to the free cascade of the compressor of the auxiliary circuit, the cold sides of the second and third heat exchangers to the combustion chamber of the auxiliary circuit.

На чертеже изображена схема заявляемого ГТД. The drawing shows a diagram of the claimed gas turbine engine.

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. The inventive gas turbine engine contains a main circuit, an auxiliary circuit and a gas-dynamic path. The main circuit includes a compressor 1, a free cascade of compressor 2 of the main circuit, a combustion chamber 3, a turbine 4, a fuel tank 5 (with kerosene) and a pump 6. The auxiliary circuit contains the hot side of the heat exchanger 7, compressor 8, the hot side of the heat exchanger 9, the free cascade of the compressor 10 auxiliary circuit, the hot side of the heat exchanger 11, the cooling channel 12 of the rotor of the turbine of the main circuit, the hot side of the heat exchanger 13, the cooling channel 14 of the stator of the turbine of the main circuit, the combustion chamber 15, the turbine 16 and the free turbine 17. The gas-dynamic path connects the tank 18 with liquid ammonia to the combustion chamber 15. It consists of pumps 19, the cold sides of the heat exchangers 7 and 9, the flow part of the turbine 20, mechanically connected by a shaft with a free cascade of the compressor 10 of the auxiliary circuit, the cold sides of the heat exchangers 11 and 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. Declared GTE works as follows. Air from the atmosphere enters the compressor 1 and the free stage of the compressor 2. After that, most of the compressed air is directed to the combustion chamber 3, where, mixed with kerosene supplied from the tank 5 by the pump 6, as well as with hot gas from the auxiliary circuit, it burns and enters then to the turbine 4. A smaller part of the compressed air after cooling in the heat exchangers 7 and 9 and compression in the compressor 8 and the free stage of the compressor 10 of the auxiliary circuit and additional cooling in the heat exchanger 11 is directed to the cooling channels 12 and the turbines of the main circuit. After the restoration of the cold resource in the heat exchanger 13, the air enters the cooling channels 14 of the stator of the turbine of the main circuit, and from there to the combustion chamber 15. Virtually all ammonia decomposed into nitrogen and hydrogen is fed into the combustion chamber 15. The combustion products expand in the turbines 16 and 17. The free turbine 17 drives the rotation of the free cascade of the compressor 2 of the main circuit. The cooling air of the auxiliary circuit in the heat exchangers 7, 9, 11 and 13 is carried out by ammonia supplied from the tank 18 by the pump 19. In the turbine 20, part of the heat of ammonia is converted into mechanical energy, which is transmitted to a free cascade of the compressor 10 of the auxiliary circuit.

Claims

A gas turbine engine comprising a low pressure compressor, the outlet of which is connected to a low pressure combustion chamber and a high pressure compressor, a high pressure combustion chamber, a high pressure turbine and a low pressure turbine, a refrigerator located between the compressors, characterized in that, in order to expand the ranges work, functionality and reduce the negative impact on the environment, the engine is additionally equipped with cooling systems for the rotor and stator of the low pressure turbine, heat exchangers, the first of which is installed after the high-pressure compressor, the second - between the cooling systems of the rotor and stator of the low-pressure turbine, the fuel tank, and also an additional gas turbine connected by a separate shaft to the last stages of the low-pressure compressor, the input of which is connected to the turbine exit high pressure, and the exit - to the entrance to the low pressure combustion chamber, a fuel tank and a pump for supplying additional fuel, as well as additional compressor, turbine and heat transfer but the additional fuel tank is connected through an additional fuel pump to the low-pressure combustion chamber, the inlet to the additional gas turbine is connected via a cooled medium to the first heat exchanger, and the output to the additional heat exchanger, the outlet of which is connected to the second heat exchanger, the input to the additional compressor is connected to the outlet of the high pressure compressor through the first heat exchanger, and the output is connected to an additional heat exchanger through a cooled medium, the output of which is connected Designed for low pressure turbine rotor cooling system.