RU2029118C1

RU2029118C1 - Gas-turbine engine

Info

Publication number: RU2029118C1
Authority: RU
Inventors: А.Н. Гришин
Original assignee: Гришин Александр Николаевич
Priority date: 1989-01-12
Filing date: 1989-01-12
Publication date: 1995-02-20

Abstract

FIELD: aircraft engine engineering. SUBSTANCE: gas-turbine engine has auxiliary loop operated by hydrogen. The auxiliary loop includes an additional air path. The air path connects the outlet of a free compressor with the auxiliary chamber. Hydrogen is a coolant in the engine loop. High pressure air is used for cooling the turbine of the main loop. The cooling air is fed to the combustion chamber of intermediate overheating downstream of the turbine. Liquified air, which is converted into gas, enters the chamber simultaneously. EFFECT: improved design. 1 dwg

Description

Изобретение относится к области авиационного двигателестроения, а также может быть использовано при разработке и производстве судовых и автомобильных ГТД. The invention relates to the field of aircraft engine manufacturing, and can also be used in the development and production of ship and automobile cargo-and-gas turbine engines.

Известна конструктивная схема жидкостно-воздушного двигателя [1], в котором весь воздух, поступающий в воздухосборник, сжижается жидким водородом в специальном теплообменнике и после этого насосом подается в камеру сгорания, туда же подается газифицированный водород. A known design of a liquid-air engine [1], in which all the air entering the air collector, is liquefied with liquid hydrogen in a special heat exchanger and after that it is pumped into the combustion chamber, gasified hydrogen is also supplied there.

Недостатком двигателя является то, что для охлаждения воздуха необходимо количество водорода, превышающее стехиометрическую величину. The disadvantage of the engine is that for the cooling of the air an amount of hydrogen is required in excess of the stoichiometric value.

Наиболее близким к изобретению техническим решением является установка [2] , содержащая 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. Closest to the invention, the technical solution is the installation [2], comprising a low pressure compressor, the outlet 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 не использование хладоресурса криогенного топлива, что снижает эксплуатационные характеристики двигателя. The disadvantage of the prototype is not the use of cold resources of cryogenic fuel, which reduces the operational characteristics of the engine.

Целью изобретения является расширение диапазонов работы. The aim of the invention is the expansion of the ranges of work.

Поставленная цель достигается тем, что во вспомогательный контур введен дополнительный воздушный тракт, соединяющий полость за свободным каскадом компрессора со вспомогательной камерой сгорания, включающий горячую сторону дополнительного теплообменника, подсоединенного холодной стороной к топливному насосу и холодной стороне второго теплообменника, дополнительный насос для нагнетания сжиженного воздуха и холодные стороны первого и третьего теплообменников, а также во вспомогательном контуре выходное сечение каналов охлаждения неподвижных деталей турбины соединено с камерой сгорания промежуточного подогрева. This goal is achieved by the fact that an additional air path is introduced into the auxiliary circuit connecting the cavity behind the free cascade of the compressor with the auxiliary combustion chamber, including the hot side of the additional heat exchanger, the cold side connected to the fuel pump and the cold side of the second heat exchanger, an additional pump for pumping liquefied air and cold sides of the first and third heat exchangers, as well as in the auxiliary circuit, the output section of the cooling channels n The fixed parts of the turbine are connected to the intermediate heating combustion chamber.

На чертеже изображена схема двигателя. The drawing shows a diagram of the engine.

Газотурбинный двигатель состоит из основного контура, вспомогательного контура и топливного тракта. Основной контур включает компрессор 1, свободный каскад компрессора 2, камеру сгорания 3 и турбину 4. Вспомогательный контур содержит дополнительный теплообменник 5, насос 6, теплообменники 7 и 8, вспомогательный компрессор 9, теплообменник 10, каналы охлаждения 11, вспомогательную камеру сгорания 12, вспомогательную турбину 13, камеру сгорания промежуточного подогрева 14 и свободную турбину 15. Вспомогательный контур состоит из двух параллельных трактов, начинающихся за свободным каскадом компрессора 2 и заканчивающихся в камере сгорания промежуточного подогрева 14. Топливный тракт включает бак 16, топливный насос 17 и перепускной кран 18. A gas turbine engine consists of a main circuit, an auxiliary circuit and a fuel path. The main circuit includes a compressor 1, a free stage of compressor 2, a combustion chamber 3, and a turbine 4. The auxiliary circuit contains an additional heat exchanger 5, pump 6, heat exchangers 7 and 8, an auxiliary compressor 9, a heat exchanger 10, cooling channels 11, an auxiliary combustion chamber 12, an auxiliary a turbine 13, an intermediate heating combustion chamber 14, and a free turbine 15. The auxiliary circuit consists of two parallel paths starting behind a free cascade of compressor 2 and ending in an intermediate chamber precise heating 14. The fuel path includes a tank 16, a fuel pump 17 and an overflow valve 18.

Двигатель работает следующим образом. The engine operates as follows.

После сжатия в компрессоре 1 и свободном каскаде компрессора 2 основная часть воздуха поступает в камеру сгорания 3, где нагревается. В турбине 4 газ расширяется с выделением механической энергии и далее поступает в реактивное сопло. За свободным каскадом компрессора 2 производится отбор воздуха во вспомогательный контур. Часть этого воздуха поступает в теплообменник 5, где он сжижается, насосом 6 повышается его давление. Пройдя через теплообменники 7 и 8, воздух нагревается и поступает затем во вспомогательную камеру сгорания 12. После подогрева в ней продукты сгорания с избыточным количеством топлива расширяются в турбине 13, приводящей во вращение вспомогательный компрессор 9. Вспомогательный компрессор 9 сжимает вторую часть воздуха, отбираемую за свободным каскадом компрессора 2. Вторая часть воздуха перед сжатием охлаждается сжиженным воздухом в теплообменнике 7, а после сжатия в теплообменнике 10 подогретым водородом. После охлаждения горячих деталей турбины эта часть воздуха поступает, как и первая часть воздуха, в камеру сгорания промежуточного подогрева 14, в которой весь кислород воздуха выгорает. В свободную турбину 15 поступает весь расход воздуха вспомогательного контура. Выделившаяся механическая энергия затрачивается на сжатие воздуха в свободном каскаде компрессора 2. Хладоресурс водорода непосредственно расходуется в теплообменниках 5 и 10, куда он подается из бака 16 при помощи топливного насоса 17, а косвенно в теплообменниках 7 и 8. After compression in the compressor 1 and the free stage of the compressor 2, the main part of the air enters the combustion chamber 3, where it is heated. In turbine 4, the gas expands with the release of mechanical energy and then enters the jet nozzle. Behind a free cascade of compressor 2, air is drawn into the auxiliary circuit. Part of this air enters the heat exchanger 5, where it is liquefied, and its pressure increases with the pump 6. After passing through heat exchangers 7 and 8, the air is heated and then enters the auxiliary combustion chamber 12. After heating in it, the products of combustion with excess fuel expand in the turbine 13, which rotates the auxiliary compressor 9. The auxiliary compressor 9 compresses the second part of the air taken for a free cascade of compressor 2. The second part of the air is cooled by liquefied air in the heat exchanger 7 before being compressed, and after compression in the heat exchanger 10 with heated hydrogen. After cooling the hot parts of the turbine, this part of the air enters, like the first part of the air, into the intermediate heating combustion chamber 14, in which all the oxygen in the air burns out. In the free turbine 15 enters the entire air flow auxiliary circuit. The released mechanical energy is expended in compressing air in a free stage of compressor 2. The hydrogen coolant is directly consumed in heat exchangers 5 and 10, where it is supplied from tank 16 using a fuel pump 17, and indirectly in heat exchangers 7 and 8.

Из перепускного крана 18 большая часть водорода поступает во вспомогательную камеру сгорания, а небольшая часть идет для охлаждения вспомогательной турбины 13 и трубопровода после нее. From the bypass valve 18, most of the hydrogen enters the auxiliary combustion chamber, and a small part goes to cool the auxiliary turbine 13 and the pipeline after it.

Claims

A gas turbine engine comprising a low pressure compressor, the output 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, an intermediate cooler located between the compressors, characterized in that, for the purpose of expanding the ranges of work, functionality, reducing the negative impact on the environment, the engine is additionally equipped with cooling systems for the rotor and stator low-pressure bins, 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, fuel tank, fuel pump, as well as an additional air line with a heat exchanger installed on it for liquefying air and a pump for it pumping, an additional combustion chamber mounted in front of the additional turbine, and the inlet to the heat exchanger for liquefying air is connected through a cooled medium to the outlet of the compressor low pressure, and the output through the pump to the intermediate cooler and then through the second heat exchanger to the high-pressure combustion chamber, the input through the heated medium to the fuel pump and fuel tank, and the output to the inlet to the first heat exchanger, an additional combustion chamber at the input is connected to the exit of the high pressure turbine and to the stator cooling system of the low pressure turbine.