RU2066777C1 - Engine - Google Patents
Engine Download PDFInfo
- Publication number
- RU2066777C1 RU2066777C1 RU92006859A RU92006859A RU2066777C1 RU 2066777 C1 RU2066777 C1 RU 2066777C1 RU 92006859 A RU92006859 A RU 92006859A RU 92006859 A RU92006859 A RU 92006859A RU 2066777 C1 RU2066777 C1 RU 2066777C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- turbine
- compressor
- inlet
- engine
- nozzle
- Prior art date
Links
Landscapes
- Engine Equipment That Uses Special Cycles (AREA)
Abstract
Description
Предлагаемое изобретение относится к области газотурбинных двигателей (ГТД) и может найти применение при получении из располагаемой химической энергии топлив механической энергии в виде крутящего момента на валу двигателя, например, электрогенератора и/или колес любого наземного транспорта или в виде кинетической энергии реактивной струи, например, в аэрокосмической технике. The present invention relates to the field of gas turbine engines (GTE) and may find application in the production of mechanical energy from disposable chemical energy fuels in the form of torque on the engine shaft, for example, an electric generator and / or wheels of any ground transport or in the form of kinetic energy of a jet stream, for example in aerospace engineering.
В газотурбинном, в частности реактивном двигателестроении, существует множество способов повышения эффективности двигателей, т.е. повышения степени идеальности, заключающейся в том, чтобы достичь как можно больших отношений тяги к расходу топлива, тяги к весу и стоимости изготовления двигателя. Способы повышения каждого из этих отношений находятся в техническом противоречии друг с другом. In gas turbine, in particular jet engine building, there are many ways to increase engine efficiency, i.e. increasing the degree of ideality, which is to achieve the greatest possible ratios of thrust to fuel consumption, thrust to weight and the cost of manufacturing an engine. Ways to enhance each of these relationships are in technical conflict with each other.
Действительно, использование лопаточного компрессора осевого типа дает наибольший адиабатической КПД, а следовательно, и наибольшее отношение тяги к расходу топлива, но он несравненно тяжелее и дороже в изготовлении, чем центробежный, у которого уже ниже адиабатический КПД и больше мидель. Увеличение температура газа перед турбиной увеличивает отношение тяги к весу и расходу топлива, но увеличение температуры перед турбиной в настоящее время ограничено температурой примерно в 1400oС, да и увеличение этой температуры влечет за собой увеличение стоимости двигателя и уменьшение его ресурса.Indeed, the use of an axial-type vane compressor gives the greatest adiabatic efficiency and, consequently, the highest ratio of thrust to fuel consumption, but it is incomparably harder and more expensive to manufacture than a centrifugal one, which already has lower adiabatic efficiency and a greater midship. An increase in the temperature of the gas in front of the turbine increases the ratio of thrust to weight and fuel consumption, but the increase in temperature in front of the turbine is currently limited by a temperature of about 1400 o C, and an increase in this temperature entails an increase in the cost of the engine and a decrease in its resource.
Мероприятия по достижению большей экономичности реактивных двигателей имеют свои особенности по сравнению, например, с газотурбинными двигателями (ГТД), предназначенными для выработки механической энергии в условиях земли. Если экономичность последних определяется термическим КПД, в основном зависящим от выбранных степеней сжатия и расширения, равных между собой, то в реактивных двигателях, во-первых, степень сжатия воздуха в компрессоре всегда больше степени расширения на турбине и, во-вторых, тяга двигателя равна произведению расхода воздуха через двигатель на разницу скорости истечения газов из сопла и скорости полета летательного аппарата, причем это произведение имеет оптимум и экономичность двигателя определяется произведением термического и полетного КПД, опять-таки имеющего свой оптимум. Measures to achieve greater efficiency of jet engines have their own characteristics in comparison, for example, with gas turbine engines (GTE), designed to generate mechanical energy in the ground. If the efficiency of the latter is determined by thermal efficiency, which mainly depends on the selected compression and expansion degrees equal to each other, then in jet engines, firstly, the degree of air compression in the compressor is always greater than the degree of expansion on the turbine and, secondly, the engine thrust is the product of the air flow through the engine to the difference between the velocity of the gases from the nozzle and the flight speed of the aircraft, and this product has an optimum and the efficiency of the engine is determined by the product of thermal and field full efficiency, again having its optimum.
В обычной схеме ТРД увеличение термического и полетного КПД находятся в техническом противоречии друг к другу. Действительно, в ТРД чем больше давление в камере сгорания (до определенных пределов, зависящих от диабатических КПД компрессора и турбины, а также от температуры газов перед турбиной), тем и больше термический КПД, в то время как наибольшая величина полетного КПД может быть достигнута при возможности изменения скорости истечения газов из сопла и расхода воздуха через двигатель независимо от термического КПД. Это техническое противоречие разрешается в схеме двухконтурного турбореактивного двигателя (ДТРД), в котором назначение внутреннего контура достижение максимального термического КПД, а внешнего - достижение максимального полетного КПД для заданной скорости полета. In the conventional turbofan engine, the increase in thermal and flight efficiency are in technical contradiction to each other. Indeed, in a turbojet engine, the greater the pressure in the combustion chamber (up to certain limits, depending on the diabetic efficiency of the compressor and turbine, as well as on the temperature of the gases in front of the turbine), the greater the thermal efficiency, while the highest value of flight efficiency can be achieved with the possibility of changing the velocity of the outflow of gases from the nozzle and the air flow through the engine, regardless of thermal efficiency. This technical contradiction is resolved in the dual-circuit turbojet engine (DTRD) scheme, in which the purpose of the internal circuit is to achieve maximum thermal efficiency, and the external one is to achieve maximum flight efficiency for a given flight speed.
Практикуемое сейчас, в основном на ДТРД гражданских самолетов, выполнение внешнего контура по аналогии с внутренним, влечет за собой резкое увеличение веса и стоимости изготовления двигателя на единицу тяги за счет появления громоздких и дорогих вентиляторов и турбины низкого давления его привода, но этот недостаток ликвидируется в случае выполнения внешнего контура эжекторного типа, как, например, в двигателе по патенту Великобритании N 2190964 с приоритетом от 1986 г. в котором кинетическая энергия струи газа внутреннего контура используется в эжекторе для увеличения массы газа перед выхлопным соплом двигателя за счет поджатия воздуха, поступающего в двигатель через воздухозаборник. Practiced now, mainly on DTRD of civil aircraft, the implementation of the external circuit by analogy with the internal, entails a sharp increase in the weight and cost of manufacturing the engine per unit of thrust due to the appearance of bulky and expensive fans and low pressure turbines of its drive, but this drawback is eliminated the case of the execution of the external circuit of the ejector type, as, for example, in the engine according to British patent N 2190964 with a priority of 1986 in which the kinetic energy of the gas stream of the internal circuit uses in the ejector to increase the mass of gas in front of the exhaust nozzle of the engine by compressing the air entering the engine through the air intake.
Мощным средством повышения термического КПД двигателя является введение регенерации тепла, в частности, еще горячего воздуха за турбиной воздуху, сжатому в компрессоре, но снижение удельного расхода топлива в этом случае дается ценой снижения удельной мощности двигателя и увеличения веса двигателя за счет громоздких воздушных теплообменников. Схема такого ТВД с регенерацией тепла показана, например, в "Теории ВРД" под редакцией С.М.Шляхтенко, М. Машиностроение, 1975 г. с.400
В качестве метода, повышающего термический КПД двигателя, можно рассматривать использование топлива не только в качестве горючего, но и рабочего тела для совершения термодинамических процессов. На рис.16, 10, стр. 492 "Теория и расчет ВРД" под ред. С.М.Шляхтенко, М. Машиностроение, 1987 г. показана схема пароводородного ракетно-турбинного двигателя.A powerful means of increasing the thermal efficiency of the engine is the introduction of heat recovery, in particular, still hot air behind the turbine to the air compressed in the compressor, but in this case a decrease in specific fuel consumption is given at the cost of reducing the specific power of the engine and increasing the weight of the engine due to bulky air heat exchangers. A diagram of such a theater of heat with heat recovery is shown, for example, in The Theory of the WFD, edited by S. M. Shlyakhtenko, M. Mechanical Engineering, 1975, p. 400
As a method that increases the thermal efficiency of the engine, one can consider the use of fuel not only as fuel, but also as a working fluid for thermodynamic processes. In Fig. 16, 10, p. 492 "Theory and calculation of the WFD", ed. S.M.Shlyakhtenko, M. Mechanical Engineering, 1987. shows a diagram of a steam-hydrogen rocket-turbine engine.
В пароводородном двигателе рабочим телом турбины, приводящей во вращение компрессор, служит газофицированный и подогретый в газоводородном теплообменнике водород. После расширения в турбине водород смешивается с воздухом, поступающем из компрессора, и сгорает в камере сгорания. In a steam-hydrogen engine, the working fluid of the turbine driving the compressor into rotation is gas-fired and heated in a hydrogen-gas heat exchanger. After expansion in the turbine, hydrogen mixes with the air coming from the compressor and burns in the combustion chamber.
К недостаткам этой схемы двигателя можно отнести то, что: максимально возможная степень сжатия воздуха в компрессоре, а следовательно, перед соплом составляет всего πк= 5 (хотя до этой задаваемой величины термический КПД его максимальный, ввиду сжатия рабочего тела для турбины в жидком виде) и это при том, что обеспечивается стехиометрическое соотношение водорода с воздухом, а это не позволяет регулировать тягу двигателя при постоянстве давления в камере сгорания, а следовательно при незначительном изменении термического КПД; газификация жидкого водорода осуществляется не за счет уже менее ценного тепла за турбиной, а за счет тепла самого топлива, что не позволяет реализовать регенерацию тепла, которая в других схемах увеличивает термический КПД двигателя; ввиду не менее чем в 38 раз меньшего весового расхода рабочего тела через турбину по сравнению с компрессором, среднее давление воздуха в котором мало, они должны быть соединены между собой через редуктор.The disadvantages of this engine scheme include the following: the maximum possible degree of air compression in the compressor, and therefore, in front of the nozzle is only π k = 5 (although up to this set value the thermal efficiency is its maximum, due to the compression of the working fluid for the turbine in liquid form ) and this despite the fact that a stoichiometric ratio of hydrogen to air is provided, and this does not allow you to adjust the engine thrust with a constant pressure in the combustion chamber, and therefore with a slight change in thermal efficiency; gasification of liquid hydrogen is carried out not due to already less valuable heat behind the turbine, but due to the heat of the fuel itself, which does not allow the implementation of heat recovery, which in other schemes increases the thermal efficiency of the engine; in view of not less than 38 times less weight flow of the working fluid through the turbine compared to a compressor, in which the average air pressure is low, they must be interconnected via a gearbox.
Мощным средством повышения термического КПД и удельной мощности двигателя является впрыск воды на вход и по тракту компрессора ( П.С.Полетавкин "Парогазотурбинные установки", М. Наука, 1980 г. где на рис.2, стр.10 показана схема ГТД с впрыском воды применительно к выработке электроэнергии, а на рис. 49, стр.97 принципиальная схема парогазотурбинного реактивного двигателя). A powerful means of increasing thermal efficiency and specific power of the engine is water injection at the inlet and along the compressor path (P.S. Poletavkin "Steam-gas-turbine plants", M. Nauka, 1980, where a gas-turbine engine with injection is shown in Fig. 2, page 10 water in relation to electricity generation, and in Fig. 49, p. 97 a schematic diagram of a steam-gas-turbine jet engine).
Впрыск воды на вход в компрессор позволяет уменьшить количество ступеней компрессора, уменьшить работу сжатия воздуха в компрессоре, увеличить оптимальную по термическому КПД степень сжатия и удельный подвод тепла, но наибольший эффект это дает при заданных больших степенях повышения давления, которые еще не характерны для современного двигателестроения, но именно впрыск воды и позволит решить проблему повышения степени сжатия-расширения рабочего тела, в основном от которой и зависит термический КПД двигателя. Injecting water to the compressor inlet allows you to reduce the number of compressor stages, reduce the work of air compression in the compressor, increase the compression ratio and the specific heat input that are optimal in terms of thermal efficiency, but this gives the greatest effect for given high degrees of pressure increase, which are not yet typical for modern engine building , but it is the injection of water that will solve the problem of increasing the degree of compression-expansion of the working fluid, mainly on which the thermal efficiency of the engine depends.
Другим мощным средством увеличения оптимальной по термическому КПД, степени повышения давления за счет уменьшения затрат механической энергии на процесс сжатия воздуха является использование высокопотенциальной тепловой энергии стехиометрического сгорания топлива в процессе сжатия воздуха для турбины, причем без расходования этого тепла в абсолютных величинах на процесс сжатия, а только с необходимым понижением температуры газа перед турбиной, что позволяет увеличить оптимальную по КПД степень повышения давления, упростить камеру сгорания, систему ее охлаждения и сам компрессор, а главное увеличить общий адиабатический КПД процесса сжатия воздуха в комбинированном компрессоре даже при пониженных адиабатических КПД отдельных его агрегатов, а следовательно, более простых и дешевых. Another powerful way to increase the thermal efficiency, the degree of pressure increase due to the reduction of mechanical energy costs for the air compression process, is to use the high potential thermal energy of stoichiometric fuel combustion in the process of air compression for the turbine, and without spending this heat in absolute terms on the compression process, and only with the necessary lowering of the gas temperature in front of the turbine, which allows to increase the optimal degree of pressure increase in efficiency, simplify the chamber combustion system, its cooling system and the compressor itself, and most importantly, increase the overall adiabatic efficiency of the air compression process in a combined compressor even with reduced adiabatic efficiency of its individual units, and therefore, simpler and cheaper.
Этот способ повышения адиабатического КПД процесса сжатия воздуха применительно к энергоагрегатам был разработан автором данного изобретения и изложен на стр.105-117 его пока неопубликованной работы "ТРИЗ И ФСА на службе энергетики и транспорта, в том числе и авиакосмического", АНТК им.А.Н.Туполева, 1992 г. Но этот способ разработан повторно, т.к. экспертиза восстановила справедливость и указала на то, что автором этого способа сжатия является основатель теории воздушно-реактивных двигателей в России акад. Стечкин Б.С. который еще в 1946 г. предложил схему реактивного двигателя, реализующего этот способ сжатия. Этот способ сжатия с небольшими модернизациями присутствует и в реактивном двигателе по заявке ФРГ N 3430221, опубликованной в 1986 г. который по предложению экспертизы и взят в качестве прототипа. This method of increasing the adiabatic efficiency of the air compression process as applied to power generating units was developed by the author of this invention and is described on pages 105-117 of his unpublished work "TRIZ and FSA in the Service of Power Engineering and Transport, including Aerospace," ANTC named after A. N. Tupoleva, 1992. But this method is re-developed, because the examination restored justice and indicated that the author of this method of compression is the founder of the theory of jet engines in Russia acad. Stechkin B.S. who back in 1946 proposed a jet engine circuit that implements this compression method. This compression method with minor upgrades is also present in the jet engine according to the application of Germany N 3430221, published in 1986, which, on the proposal of the examination and taken as a prototype.
Сущность изобретения
Эти двигатели содержат воздухозаборник, компрессор, подключенный к нему дополнительный компрессор, соединенный с камерой сгорания, турбину привода компрессора, эжектор с активным соплом, выполненным в виде выхода из камеры сгорания, и пассивным патрубком, подключенным к выходу из компрессора, а выходной патрубок эжектора соединен с входом в турбину.SUMMARY OF THE INVENTION
These engines contain an air intake, a compressor, an additional compressor connected to it, connected to the combustion chamber, a compressor drive turbine, an ejector with an active nozzle made in the form of an exit from the combustion chamber, and a passive nozzle connected to the compressor outlet, and the outlet port of the ejector is connected with the entrance to the turbine.
Для ликвидации отмеченных недостатков двигателей известных схем за счет преимуществ двигателей уже других известных схем при объединении их в надсистему, предлагается эти конструктивные признаки дополнить существенными признаками, заключающимися в том, что двигатель снабжен теплообменником испарения или испарения и эндотермического разложения топлива и подогрева продуктов его разложения, установленным за турбиной, подключенной на входе к выходу по нагреваемой среде теплообменника, а на выходе к форсункам камеры сгорания, лопатки турбины привода компрессора выполнены со щелями на передней кромке и их полости подключены к выходу дополнительной турбины. To eliminate the noted drawbacks of engines of known schemes due to the advantages of engines of other known schemes when combining them into a supersystem, it is proposed to supplement these design features with essential features, namely, that the engine is equipped with a heat exchanger for evaporation or evaporation and endothermic decomposition of fuel and heating of its decomposition products, installed behind the turbine connected at the inlet to the outlet through the heated medium of the heat exchanger, and at the outlet to the nozzles of the combustion chamber, the blades t Rbin drive compressor with slits formed on the front edge of the cavity and connected to the output of the additional turbine.
В частном случае, чтобы согласовать агрегаты по частоте вращения и не использовать редукторы, предлагаемый двигатель может быть дополнен существенным признаком, заключающимся в том, что дополнительные компрессор и турбина объединены в отдельный турбокомпрессор. In the particular case, in order to coordinate the units in terms of speed and not use gears, the proposed engine can be supplemented with an essential feature, namely, that the additional compressor and turbine are combined into a separate turbocompressor.
В частном случае двигатель может быть дополнен и существенным признаком, заключающимся в том, что он снабжен водяными форсунками, установленными на входе в компрессор. In the particular case, the engine can be supplemented with a significant feature, namely that it is equipped with water nozzles installed at the inlet to the compressor.
В таком сочетании существенных признаков двигатель может быть использован в качестве высокоэффективного ГТД для выработки механической энергии для получения электрической энергии и привода наземных и морских транспортных средств, а в варианте ТВД и воздушного транспорта. In this combination of essential features, the engine can be used as a highly efficient gas turbine engine to generate mechanical energy for generating electric energy and driving land and sea vehicles, and in the theater and air transport variant.
Высокий термический, а следовательно, и эффективный КПД этого двигателя будет обеспечен за счет того, что в нем может быть обеспечена практически неограниченная степень повышения давления без снижения удельной работы за счет:
практически изотермического, а следовательно, с меньшими затратами механической энергии, сжатия воздуха в основном компрессоре при впрыске в него воды, обладающей наибольшей теплоемкостью при ее испарении, что одновременно увеличивает и количество рабочего тела перед турбиной;
практически идеального дожатия воздуха перед турбиной, эквивалентного использованию как бы компрессора с адиабатическим КПД > 1, за счет применения для этого простого по конструкции и малого по весу эжектора не, как обычно, в качестве компрессора, обладающего сравнительно малым адиабатическим КПД, а в качестве турбокомпрессора, в состав которого входит высокоэффективная турбина сопло эжектора (с адиабатическим КПД до 0,98), перед которой в камере сгорания может быть достигнута температура сгорания топлива при стехиометрическом соотношении с воздухом (до 2500oС), что позволяет без какого-либо расходования тепла (оно только из высокотемпературного преобразуется в тепло с меньшей температурой за счет распределения его на большую массу и уже приемлемой для лопаточной турбины, предназначенной для получения механической энергии из тепла), получить КПД турбокомпрессора в варианте компрессора больше 1, если вариант адиабатического сжатия газа без необратимых потерь энергии считать происходящим с КПД расхода механической энергии равным 1, что имеет место на самом деле;
использования бросового тепла газов за турбиной для регенеративного возврата обратно в термодинамический цикл, причем потребителем этого тепла является топливо, теплотворная способность которого автоматически увеличивается на ту же величину, а это для метанола составляет до 27, а для жидкого водорода до 6-8% от их исходной теплотворной способности;
использования газифицированных продуктов эндотермического разложения или испарения топлива, в качестве не только горючего и приемника регенеративного тепла в термодинамический цикл, но и в качестве рабочего тела, которое позволяет реализовать наиболее эффективный термодинамический цикл бескомпрессорного ГТД и обеспечить эффективное охлаждение турбины с одновременным наиболее эффективным изотермическим расширением особенно в двигателе с ренегеративным подводом тепла, что позволит довести эффективный КПД использования располагаемой энергии в виде официальной низшей теплотворной способности топлива, например метанола (метилового спирта СН3ОН, с низшей теплотворной способностью 20000 кдж/кг) -наиболее перспективного массового топлива в механическую работу до 0,8-0,9, а жидкого водорода до 0,6-0,65, что естественно делает предлагаемую схему двигателя (и эти топлива) и наиболее перспективной в качестве внутреннего контура двухконтурных турбореактивных двигателей (ДТРД).High thermal and, consequently, effective efficiency of this engine will be ensured due to the fact that it can provide an almost unlimited degree of pressure increase without reducing specific work due to:
practically isothermal, and therefore, with less mechanical energy, compressing the air in the main compressor when water is injected into it, which has the greatest heat capacity during its evaporation, which simultaneously increases the amount of working fluid in front of the turbine;
almost perfect air pressure in front of the turbine, equivalent to using a compressor with an adiabatic efficiency> 1, due to the use of an ejector that is simple in design and low in weight, not, as usual, as a compressor with a relatively small adiabatic efficiency, but as a turbocompressor , which includes a highly efficient turbine ejector nozzle (with adiabatic efficiency up to 0.98), before which the combustion temperature of the fuel can be achieved in the combustion chamber at a stoichiometric ratio and with air (up to 2500 o С), which allows without any expenditure of heat (it is only converted from high-temperature to heat with a lower temperature due to its distribution to a large mass and already acceptable for a blade turbine designed to receive mechanical energy from heat ), get the turbocompressor efficiency in the compressor variant is greater than 1, if the variant of adiabatic gas compression without irreversible energy losses is considered to occur with the mechanical energy consumption efficiency equal to 1, which actually takes place;
the use of waste heat of gases behind the turbine for regenerative return back to the thermodynamic cycle, and the consumer of this heat is fuel, the calorific value of which automatically increases by the same amount, and this for methanol is up to 27, and for liquid hydrogen up to 6-8% of their initial calorific value;
the use of gasified products of endothermic decomposition or evaporation of fuel, as not only fuel and a receiver of regenerative heat in the thermodynamic cycle, but also as a working fluid, which makes it possible to realize the most efficient thermodynamic cycle of an unpressurized gas turbine engine and provide efficient cooling of the turbine with the simultaneous most effective isothermal expansion, especially in an engine with a regenerative supply of heat, which will allow to bring the effective efficiency of using disposable my energy in official net calorific value fuels, such as methanol (methyl alcohol CH 3 OH with a lower calorific value of 20000 kJ / kg) -the most promising fuel mass into mechanical work to 0.8-0.9, and liquid hydrogen to 0 , 6-0.65, which naturally makes the proposed scheme of the engine (and these fuels) the most promising as the internal circuit of double-circuit turbojet engines (DTRD).
В связи с этим двигатель может быть дополнен существенными признаками, заключающимися в том, что он снабжен окружающим его контуром в виде кожуха с образованием второго контура эжекторного типа и реактивным соплом, а между выходом турбины и входом в теплообменник установлено сопло эжектора второго контура. In this regard, the engine can be supplemented with essential features, namely, that it is equipped with a surrounding circuit in the form of a casing with the formation of a second ejector-type circuit and a jet nozzle, and a second circuit ejector nozzle is installed between the turbine exit and the heat exchanger inlet.
Для форсирования двигателя по реактивной тяге он может быть дополнен существенными признаками, заключающимися в том, что он снабжен форсажной камерой сгорания перед соплом эжектора второго контура с форсунками, подключенными к выходу дополнительной турбины. For boosting the engine by jet thrust, it can be supplemented with essential features, namely, that it is equipped with a afterburner in front of the nozzle of the ejector of the second circuit with nozzles connected to the output of the additional turbine.
При такой схеме ДТРД за счет отсутствия наиболее громоздких вентилятора и турбины низкого давления его привода при высоком эффективном КПД внутреннего контура представляется возможным обеспечить одновременное выполнение требований по экономичности и весовым показателям двигателя при расширении диапазона скоростей полета для его наиболее эффективного применения. With such a DTRD scheme, due to the absence of the most bulky fan and low-pressure turbine of its drive with a high effective efficiency of the internal circuit, it seems possible to simultaneously meet the requirements for economy and weight of the engine while expanding the range of flight speeds for its most efficient use.
На представленной схеме конструкция двигателя показана в варианте двухконтурного турбореактивного двигателя (ДТРД). In the presented diagram, the engine design is shown in the variant of a dual-circuit turbojet engine (DTRD).
Предлагаемый двигатель в варианте ДТРД имеет в своем составе агрегаты ДТРД обычной схемы: воздухозаборник 1, общий для внешнего 2 и внутреннего 3 контуров, последний из которых включает в себя компрессор 4, камеру сгорания 5 и турбину 6 механически связанную с компрессором 4, а также камеру смешения 7 контуров и сопло 8. The proposed engine in the DTRD variant incorporates conventional DTRD units: an air intake 1, common to the external 2 and internal 3 circuits, the last of which includes a compressor 4, a combustion chamber 5 and a turbine 6 mechanically connected to the compressor 4, as well as a chamber mixing 7 circuits and nozzle 8.
Конструктивное отличие предлагаемого ДТРД от известных заключается в том, что он имеет два эжектора дожатия воздуха 9 и 10 соответственно внутреннего 3 и внешнего 2 контуров, первый из которых состоит из камеры сгорания 5, выполняющей роль сопла эжектора 9, подсоединенного к выходу компрессора 4 через дополнительный компрессор 11, жестко связанный с дополнительной газовой турбиной 12, вход которой соединен с выходом теплообменника 13 испарения и нагрева или испарения и эндотермического разложения на СО и Н2 соответственно жидкого водорода и метанола, установленного в камере смешения 7 внешнего и внутреннего контуров 2 и 3, одновременно являющейся и камерой смешения эжектора 10 внешнего контура 2, многосекционное (лепестковое) сопло 14 которого через форсажную камеру 15 связано с выходом турбины 6, а вход и выход соответственно с воздухозаборником 1 и соплом 8.The structural difference between the proposed DTRD and the known ones is that it has two ejectors for air compression 9 and 10, respectively, internal 3 and external 2 circuits, the first of which consists of a combustion chamber 5, which acts as a nozzle of the ejector 9, connected to the output of the compressor 4 through an additional compressor 11, rigidly connected to an additional gas turbine 12, the input of which is connected to the output of the heat exchanger 13 of evaporation and heating or evaporation and endothermic decomposition into CO and H 2 of liquid hydrogen and tanol installed in the mixing chamber 7 of the external and internal circuits 2 and 3, which at the same time is also the mixing chamber of the ejector 10 of the external circuit 2, whose multi-section (lobe) nozzle 14 is connected through the afterburner 15 to the output of the turbine 6, and the input and output, respectively, with the air intake 1 and nozzle 8.
Вход и выход эжектора 9 дожатия воздуха сообщены соответственно с выходом компрессора 4 и входом в турбину 6, а выход дополнительной газовой турбины 12 соединен форсунками 16 подачи газифицированного топлива в камеру сгорания 5 и форсажную камеру 15, а также в полые охлаждаемые лопатки 17 турбины 6 изотермического расширения, которые на передних кромках имеют щели 18 для выхода газообразного топлива в газовоздушный тракт турбины 6. Вход по нагреваемой среде теплообменника 13 связан с выходом топливного насоса 19, механически связанного с одним из двух валов турбокомпрессоpа ДТРД. The inlet and outlet of the air pressure ejector 9 are in communication with the outlet of the compressor 4 and the inlet of the turbine 6, and the outlet of the additional gas turbine 12 is connected by nozzles 16 for supplying gasified fuel to the combustion chamber 5 and afterburner 15, as well as to hollow cooled vanes 17 of the isothermal turbine 6 expansion, which on the leading edges have slots 18 for the exit of gaseous fuel into the gas-air path of the turbine 6. The input through the heated medium of the heat exchanger 13 is connected with the output of the fuel pump 19, mechanically connected with one of Vuh shafts turbokompressopa DTRD.
Предлагаемый ДТРД работает следующим образом. Жидкие метанол или водород подаются насосом 19 в теплообменник 13, где соответственно разлагаются и испаряются, поглощая неиспользованное во внутреннем контуре низкопотенциальное тепло, но на эту же величину увеличивая и теплотворную способность (на 27% для метанола) уже газообразного топлива, которое до момента начала горения используется еще и в качестве дополнительного рабочего тела на дополнительной газовой турбине 12, механическая энергия которой используется для привода дополнительного компрессора 11, который запитывает камеру сгорания 5, в которой топливо может сгорать при стехиометрическом соотношении с воздухом, в связи с чем эжектор 9 начинает выполнять роль тепловой машины-турбокомпрессора с КПД дожатия воздуха перед турбиной 6 большим 1 без расходования на это тепла, которое начинает превращаться в механическую работу уже на турбине 6. The proposed DTRD works as follows. Liquid methanol or hydrogen is pumped to a heat exchanger 13 by a pump 19, where it decomposes and evaporates, absorbing low-grade heat that was not used in the internal circuit, but increasing the calorific value (by 27% for methanol) of gaseous fuel by the same amount, which before burning starts It is also used as an additional working fluid on an additional gas turbine 12, the mechanical energy of which is used to drive an additional compressor 11, which feeds the combustion chamber 5, in which the fuel can burn at a stoichiometric ratio with air, and therefore the ejector 9 begins to play the role of a heat engine-turbocompressor with an air compression efficiency in front of turbine 6 greater than 1 without spending heat on it, which begins to turn into mechanical work already at turbine 6.
Учитывая, что давление газа на входе в турбину 6 становится значительно больше чем на выходе из компрессора 4, давление за турбиной 6 намного увеличивается, в том числе и за счет отсутствия турбины низкого давления привода вентилятора ДТРД обычной схемы, что позволяет со значительно большим термическим КПД форсировать двигатель опять-таки для повышения КПД дожатия воздуха вторым эжектором 10 уже во внешнем контуре 2 до величины большей 1, опять-таки без расходования на это тепла, превращение которого в нужную нам работу (кинетическую энергию реактивной струи) осуществляется уже в сопле 8. Considering that the gas pressure at the inlet to the turbine 6 becomes much higher than at the outlet of the compressor 4, the pressure behind the turbine 6 is much increased, including due to the absence of a low-pressure turbine of the DTRD fan drive of a conventional circuit, which allows for much greater thermal efficiency force the engine again to increase the efficiency of air compression by the second ejector 10 already in the external circuit 2 to a value greater than 1, again without spending heat on it, turning it into the work we need (kinetic energy jet stream) is already carried out in the nozzle 8.
При этом на единицу тяги двигателя расходуется меньшее количество топлива как за счет повышения КПД эжекторов в обоих контурах, работающих в качестве компрессоров, до величины большей 1, так и регенерации низкопотенциального, неиспользованного во внутренней контуре тепла обратно в термодинамический цикл не сжатому в компрессоре 4 воздуху, а на испарение водорода или эндотермическое (при 250oС) разложение метанола, в результате чего теплотворная способность продуктов его разложения увеличивается на 27% и на эту же величину уменьшается абсолютная величина выброса тепла в атмосферу.At the same time, less fuel is consumed per unit of engine thrust, both by increasing the efficiency of ejectors in both circuits operating as compressors to a value greater than 1, and by regenerating low-potential heat not used in the internal circuit back to the thermodynamic cycle of uncompressed air in compressor 4 , and the evaporation of hydrogen or endothermic (at 250 o С) decomposition of methanol, as a result of which the calorific value of its decomposition products increases by 27% and the absolute value decreases lute value of heat emission into the atmosphere.
Немаловажным является и тот факт, что, например, доля метанола как рабочего тела, участвующего в термодинамическом цикле внутреннего контура двигателя может составлять 13% при стехиометрическом соотношении с воздухом при работоспособности продуктов его эндотермического разложения (СО и Н2) в 79/29,3 2,7 раза больше чем у воздуха, что позволяет заменить до 35% воздуха в качестве рабочего тела внутреннего контура особенно в качестве активного рабочего тела эжекторов 9 и 10, на сжатие которого в жидком виде тратится механической энергии на несколько порядков меньше, чем для сжатия воздуха, что в сочетании с перегревом его до максимально возможных температур позволяет при максимально возможных КПД эжекторов получить и большие коэффициенты расхода эжекторов 9 и 10, от величины которых в прямой зависимости находится и КПД эжекторов-тепловых машин-турбокомпрессоров, полезная работа которых заключается в сжатии воздуха без затрат тепловой энергии, которая начинает превращаться в механическую энергию на турбине 6 и сопле 8.It is also important that, for example, the proportion of methanol as a working fluid participating in the thermodynamic cycle of the internal circuit of the engine can be 13% with a stoichiometric ratio with air when the products of its endothermic decomposition (CO and H 2 ) are working at 79 / 29.3 2.7 times more than that of air, which allows replacing up to 35% of air as the working fluid of the internal circuit, especially as the active working fluid of the ejectors 9 and 10, the compression of which in mechanical form requires several mechanical energy about orders of magnitude less than for air compression, which in combination with overheating it to the maximum possible temperatures allows, at the maximum possible efficiency of ejectors, to obtain large flow coefficients of ejectors 9 and 10, the efficiency of ejectors-heat engines-turbocompressors is directly dependent on their value , whose useful work is to compress air without the expense of thermal energy, which begins to turn into mechanical energy on the turbine 6 and nozzle 8.
Иначе говоря, неравенство n+1 > 1/ηэж будет соблюдаться в наибольшей степени для повышения эффективности эжекторного увеличителя реактивной тяги, в качестве которого в конечном счете и выступают оба эжектора 9 и 10 в предлагаемом двигателе, но в новом качестве, т.к. эффективность этих увеличителей тяги (увеличителей работоспособности уже большего количества воздуха) не будет падать как в известном увеличителе реактивной тяги, а, наоборот, увеличиваться с увеличением скорости полета, т.к. находятся они между воздухозаборником 1 и соплом 8, где скорости газа можно поддерживать на любом уровне независимо от скорости полета летательного аппарата, причем при давлениях много больших, чем давление окружающей среды.In other words, the inequality n + 1> 1 / η ej will be observed to the greatest extent to increase the efficiency of the ejector jet propulsion enhancer, which ultimately serves as both ejectors 9 and 10 in the proposed engine, but in a new quality, because . the effectiveness of these thrust augers (efficiency augmenters of already larger amounts of air) will not fall as in the known jet thrust augmentator, but, on the contrary, increase with increasing flight speed, because they are between the air intake 1 and the nozzle 8, where the gas velocity can be maintained at any level regardless of the flight speed of the aircraft, and at pressures much higher than the ambient pressure.
Мало того, уже газообразное топливо после дополнительной турбины 12, а следовательно, уже достаточно охлажденное, вполне может справиться уже с функциями хладагента охлаждения полых лопаток 17 турбины 6, в которых за счет подогрева вновь восстанавливаются его исходная теплотворная способность, а вытекание его через щели 18 на передних кромках лопаток турбины 6 обеспечивает сравнительно холодный пристеночный слой газа на внешней поверхности лопаток 17, которые начинают выполнять роль и стабилизаторов пламени при обеспечении наиболее приемлемого для турбины 6 изотермического расширения газа, когда все подводимое тепло непосредственно преобразуется в механическую энергию тем более, что после турбины 6, так или иначе, расположена форсажная камера 15, а за соплом 14 эжектора теплообменник 13 регенеративного возврата тепла в термодинамический цикл, что в максимальной степени приближает, реализованный в двигателе термодинамический цикл, к регенеративному циклу Карно и даже улучшая его за счет термодинамических процессов, совершаемых с самим топливом. Moreover, already gaseous fuel after the additional turbine 12, and therefore already sufficiently cooled, can already cope with the functions of the refrigerant for cooling the hollow blades 17 of the turbine 6, in which its original calorific value is restored again by heating, and its leakage through the cracks 18 on the leading edges of the blades of the turbine 6 provides a relatively cold parietal layer of gas on the outer surface of the blades 17, which begin to play the role of flame stabilizers to ensure the most acceptable isothermal expansion of gas for turbine 6, when all the supplied heat is directly converted into mechanical energy, all the more so after the turbine 6, one way or another, there is an afterburner 15, and behind the nozzle 14 of the ejector, the heat exchanger 13 regenerative heat return to the thermodynamic cycle, which maximally approximates the thermodynamic cycle implemented in the engine to the Carnot regenerative cycle and even improving it due to thermodynamic processes performed with the fuel itself.
Немаловажным является и то, что столь эффективный термодинамический цикл совершается при несравненно более простых конструктивных средствах, чем в ДТРД обычной схемы, т.к. в двигателе отсутствуют такие громоздкие и дорогие агрегаты, как лопаточные вентилятор и турбина низкого давления его привода, камера сгорания упрощается, а через теплообменник 13 проходит не более 13% по весу от веса воздуха, проходящего через внутренний контур, очень теплоемкого рабочего тела-топлива двигателя, например метанола, самого дешевого в производстве и эндотермическое очень теплоемкое разложение которого на Н2 и СО совершается при температуре всего 250oС. Это позволяет, как показывают расчеты, повысить эффективный КПД преобразования его официальной низшей теплотворной способности в механическую работу до 0,8-0,9, а это уже делает экономически выгодным использование его в качестве наиболее массового топлива не только для большой теплоэнергетики и наземного транспорта, но и авиации несмотря на то, что его весовая низшая теплотворная способность в 2 раза меньше чем у керосина, при несравненно большей чем у керосина экологичности продуктов его сгорания и возможности получить его из продуктов наиболее приемлемых по технологичности (в том числе и за счет подземной газификации) наименее ценных видов невозобновляемых и возобновляемых источников углеводородного сырья, запасов которого на Земле хватит на сотни лет (уголь, сланцы, торф, биогаз, продукты газификации и переработки любой растительности).It is also important that such an effective thermodynamic cycle takes place with incomparably simpler structural means than in a conventional turbojet engine, because the engine lacks bulky and expensive units such as a blade fan and a low-pressure turbine of its drive, the combustion chamber is simplified, and no more than 13% by weight of the weight of air passing through the internal circuit of a very heat-intensive working fluid-fuel of the engine passes through the heat exchanger 13 such as methanol, very cheap to manufacture and very specific heat decomposition endotherm at which H 2 and CO is accomplished at a temperature of 250 o C. This makes it possible, as calculations show, to increase the effective efficiency Conversion of its official lower calorific value in mechanical work up to 0.8-0.9, and this already makes it economically feasible to use it as the most mass fuel not only for large heat power and ground transportation, but also for aviation, despite the fact that its weight the lower calorific value is 2 times lower than that of kerosene, while the environmental friendliness of its combustion products is incomparably greater than that of kerosene and the ability to obtain it from products most acceptable in terms of manufacturability (including due to underground gas ification) the least valuable types of non-renewable and renewable sources of hydrocarbons, whose reserves on the Earth will last for hundreds of years (coal, shale, peat, biogas, gasification products and processing of any vegetation).
Claims (5)
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU92006859A RU2066777C1 (en) | 1992-11-17 | 1992-11-17 | Engine |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU92006859A RU2066777C1 (en) | 1992-11-17 | 1992-11-17 | Engine |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU92006859A RU92006859A (en) | 1995-01-20 |
| RU2066777C1 true RU2066777C1 (en) | 1996-09-20 |
Family
ID=20132207
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU92006859A RU2066777C1 (en) | 1992-11-17 | 1992-11-17 | Engine |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2066777C1 (en) |
Cited By (14)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2458241C2 (en) * | 2007-02-27 | 2012-08-10 | Снекма | Aircraft engine with heat exchanger |
| RU2485330C1 (en) * | 2011-11-16 | 2013-06-20 | Федеральное государственное бюджетное учреждение "Национальный исследовательский центр "Курчатовский институт" | Method of energy generation |
| RU2488709C1 (en) * | 2012-04-11 | 2013-07-27 | Открытое акционерное общество "Авиадвигатель" | Aircraft power plant |
| RU2531110C2 (en) * | 2010-06-29 | 2014-10-20 | Дженерал Электрик Компани | Gas-turbine unit and unit with injector vanes (versions) |
| RU2553052C1 (en) * | 2014-01-29 | 2015-06-10 | Николай Борисович Болотин | Hydrogen air-jet engine |
| RU2554392C1 (en) * | 2014-01-10 | 2015-06-27 | Николай Борисович Болотин | Hydrogen gas turbine engine |
| RU2561772C1 (en) * | 2014-01-14 | 2015-09-10 | Николай Борисович Болотин | Air-jet engine |
| RU2561764C1 (en) * | 2014-01-10 | 2015-09-10 | Николай Борисович Болотин | Hydrogen gas turbine engine |
| RU2561757C1 (en) * | 2014-01-14 | 2015-09-10 | Николай Борисович Болотин | Three-component air-jet engine |
| RU2591361C1 (en) * | 2015-01-13 | 2016-07-20 | Николай Борисович Болотин | Engine of hypersonic aircraft |
| RU2593573C1 (en) * | 2015-01-12 | 2016-08-10 | Николай Борисович Болотин | Engine of hypersonic aircraft |
| RU2594091C1 (en) * | 2015-01-12 | 2016-08-10 | Николай Борисович Болотин | Engine of hypersonic aircraft |
| RU2594828C1 (en) * | 2015-01-19 | 2016-08-20 | Николай Борисович Болотин | Propulsion engine of supersonic aircraft |
| RU2645373C1 (en) * | 2016-05-17 | 2018-02-21 | Владимир Леонидович Письменный | Turbo-jet engine and control method thereof |
-
1992
- 1992-11-17 RU RU92006859A patent/RU2066777C1/en active
Non-Patent Citations (1)
| Title |
|---|
| 1. Патент Великобритании N 2190964, Мкл. F 02K 11/00, оп. 1990 г. 2. Шляхтенко С.М. Теория воздушно-реактивных двигателей М., Машиностроение, 1975, с.400. 3. Шляхтенко С.М. Теория и расчет воздушно-реактивных двигателей, М., Машиностроение, 1987, стр.492, рис.16.10. 4. Полетавкин П.С. "Парогазотурбинные установки", М., Наука, 1980, стр.10, рис.2. 5. Полетавкин П.С. "Парогазотурбинные установки", М., Наука, 1980, с.97, рис.49. 6. Заявка ФРГ N 3430221, Мкл. F 02C 3/32, Опуб. 1986, фиг.1. * |
Cited By (14)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2458241C2 (en) * | 2007-02-27 | 2012-08-10 | Снекма | Aircraft engine with heat exchanger |
| RU2531110C2 (en) * | 2010-06-29 | 2014-10-20 | Дженерал Электрик Компани | Gas-turbine unit and unit with injector vanes (versions) |
| RU2485330C1 (en) * | 2011-11-16 | 2013-06-20 | Федеральное государственное бюджетное учреждение "Национальный исследовательский центр "Курчатовский институт" | Method of energy generation |
| RU2488709C1 (en) * | 2012-04-11 | 2013-07-27 | Открытое акционерное общество "Авиадвигатель" | Aircraft power plant |
| RU2561764C1 (en) * | 2014-01-10 | 2015-09-10 | Николай Борисович Болотин | Hydrogen gas turbine engine |
| RU2554392C1 (en) * | 2014-01-10 | 2015-06-27 | Николай Борисович Болотин | Hydrogen gas turbine engine |
| RU2561772C1 (en) * | 2014-01-14 | 2015-09-10 | Николай Борисович Болотин | Air-jet engine |
| RU2561757C1 (en) * | 2014-01-14 | 2015-09-10 | Николай Борисович Болотин | Three-component air-jet engine |
| RU2553052C1 (en) * | 2014-01-29 | 2015-06-10 | Николай Борисович Болотин | Hydrogen air-jet engine |
| RU2593573C1 (en) * | 2015-01-12 | 2016-08-10 | Николай Борисович Болотин | Engine of hypersonic aircraft |
| RU2594091C1 (en) * | 2015-01-12 | 2016-08-10 | Николай Борисович Болотин | Engine of hypersonic aircraft |
| RU2591361C1 (en) * | 2015-01-13 | 2016-07-20 | Николай Борисович Болотин | Engine of hypersonic aircraft |
| RU2594828C1 (en) * | 2015-01-19 | 2016-08-20 | Николай Борисович Болотин | Propulsion engine of supersonic aircraft |
| RU2645373C1 (en) * | 2016-05-17 | 2018-02-21 | Владимир Леонидович Письменный | Turbo-jet engine and control method thereof |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| JP3527285B2 (en) | Method of recovering thermal energy from combustion products of a gas turbine engine | |
| EP3623604B1 (en) | Hybrid expander cycle with pre-compression cooling and turbo-generator | |
| US7600368B2 (en) | High compression gas turbine with superheat enhancement | |
| US4528811A (en) | Closed-cycle gas turbine chemical processor | |
| US4845941A (en) | Gas turbine engine operating process | |
| RU2066777C1 (en) | Engine | |
| US20150275762A1 (en) | High speed propulsion system with inlet cooling | |
| US3747339A (en) | Reaction propulsion engine and method of operation | |
| US3740949A (en) | Fuel cooled ram air reaction propulsion engine | |
| Langston et al. | Introduction to gas turbines for non-engineers | |
| US3059428A (en) | Internal combustion turbine with supercharging turbine for liquid fuels and coal dust | |
| Karaali et al. | Efficiency improvement of gas turbine cogeneration systems | |
| CA1235583A (en) | Processes of intensification of the thermoenergetical cycle and air jet propulsion engines | |
| Boggia et al. | Some unconventional aero gas turbines using hydrogen fuel | |
| Rice | The Reheat Gas Turbine With Steam-Blade Cooling—A Means of Increasing Reheat Pressure, Output, and Combined Cycle Efficiency | |
| US20030014960A1 (en) | Impulse turbine for rotary ramjet engine | |
| US3721093A (en) | Reaction propulsion engine with vaporized fuel driven turbine | |
| RU2376483C1 (en) | Nuclear gas turbine engine with afterburning | |
| RU2179255C2 (en) | Hypersonic cryogenic air-jet engine | |
| RU2263799C2 (en) | Method of operation of heat internal combustion engine and device for implementing the method | |
| RU2371588C2 (en) | Gas turbine drive of electric generator | |
| RU2187684C2 (en) | Method of operation of liquid-propellant rocket engine and liquid-propellant rocket engine for realization of this method | |
| US5873233A (en) | Method of operating a gas-turbine group | |
| Bardon | Modified Brayton cycles utilizing alcohol fuels | |
| Rodgers et al. | Advances in small turbopropulsion engine technology |