RU2074968C1 - Gas-turbine engine - Google Patents
Gas-turbine engine Download PDFInfo
- Publication number
- RU2074968C1 RU2074968C1 RU93048261A RU93048261A RU2074968C1 RU 2074968 C1 RU2074968 C1 RU 2074968C1 RU 93048261 A RU93048261 A RU 93048261A RU 93048261 A RU93048261 A RU 93048261A RU 2074968 C1 RU2074968 C1 RU 2074968C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- combustion chamber
- compressor
- gas
- turbine
- stage
- Prior art date
Links
Images
Landscapes
- Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
Abstract
Description
Изобретение имеет отношение к газотурбинным двигателям (ГТД) и касается в частности авиационных турбореактивных двигателей, предназначенных для летательных аппаратов (ЛА) совершающих крейсерский полет на сверхзвуковой скорости. The invention relates to gas turbine engines (GTE) and relates in particular to aircraft turbojet engines intended for aircraft (LA) cruising at supersonic speeds.
Установка вместо реактивного сопла свободной турбины делает возможным применение данного двигателя на дозвуковых ЛА, на других транспортных средствах, в качестве энергетической установки (стационарной). Installation instead of a jet nozzle of a free turbine makes it possible to use this engine on subsonic aircraft, on other vehicles, as a power plant (stationary).
К настоящему времени создано и разрабатывается несколько ГТД для ЛА, совершающих крейсерский полет на сверхзвуковой скорости. Однако проблема создания реактивного ГТД, делающего экономически выгодным полет с такой крейсерской скоростью, все еще не нашла своего конкретного воплощения. To date, several gas turbine engines have been created and are being developed for aircraft cruising at supersonic speeds. However, the problem of creating a jet gas turbine engine, which makes it economically viable to fly at such a cruising speed, has still not found its concrete embodiment.
Известны несколько проектов данного типа двигателей [1] над которыми ведут работы иностранные авиационные двигателестроительные фирмы. Several projects of this type of engine are known [1] over which foreign aircraft engine building companies are working.
Один из них представляет собой ГТД с малой степенью двухконтурности, имеющий вентилятор, компрессор, камеру сгорания, турбины компрессора и вентилятора, реактивное сопло. Экономичность этого двигателя, по мнению его создателей, будет обеспечена за счет малой степени двухконтурности, которая удовлетворяет как полету на дозвуковой так и на сверхзвуковой скорости, а также за счет исключения применения форсированных режимов работы двигателя. One of them is a gas turbine engine with a small bypass ratio, having a fan, a compressor, a combustion chamber, compressor and fan turbines, and a jet nozzle. The economy of this engine, according to its creators, will be ensured by a small degree of bypass, which satisfies both flying at subsonic and supersonic speeds, as well as by eliminating the use of forced engine operation modes.
Другой проект представляет собой двигатель изменяемого рабочего цикла. На дозвуковой скорости полета он работает как двухконтурный ГТД, а на сверхзвуковой скорости как одноконтурный ГТД. Этот двигатель имеет вентилятор, компрессор, камеру сгорания, турбины компрессора и вентилятора, реактивное сопло, дроссельное устройство, с помощью которого в зависимости от скорости полета распределяется расход воздуха через первый и второй контуры ГТД. Another project is a variable duty cycle engine. At subsonic flight speed, it works as a dual-circuit gas turbine engine, and at supersonic speed as a single-circuit gas turbine engine. This engine has a fan, a compressor, a combustion chamber, compressor and fan turbines, a jet nozzle, and a throttle device, with which, depending on the flight speed, the air flow through the first and second GTE circuits is distributed.
Недостатками данных проектов являются небольшая степень повышения давления в компрессоре, в силу необходимости ограничения температуры газа перед турбиной, и как следствие, высокие удельный расход топлива и удельный вес двигателя. The disadvantages of these projects are a small degree of pressure increase in the compressor, due to the need to limit the gas temperature in front of the turbine, and as a result, high specific fuel consumption and specific gravity of the engine.
Единственным реально существующим аналогом заявляемого ГТД является ГТД "Олимп 593" [2] Этот двигатель установлен на единственном эксплуатирующимся в настоящее время сверхзвуковом пассажирском самолете "Конкорд". Он имеет компрессор, камеру сгорания (основную) турбину компрессора, форсажную камеру сгорания, реактивное сопло. Т. е. это одноконтурный ГТД. The only really existing analogue of the claimed gas turbine engine is the Olympus 593 gas turbine engine [2]. This engine is installed on the Concord, the only supersonic passenger aircraft currently in operation. It has a compressor, a combustion chamber (main) of the compressor turbine, an afterburner, a jet nozzle. That is, it is a single-circuit gas turbine engine.
Недостатками данного ГТД являются: высокий удельный расход топлива (в силу применения форсированного режима работы двигателя), высокий удельный вес двигателя, низкая степень повышения давления в компрессоре, малый диапазон чисел Маха полета (M=0oC3)
Наиболее близким по конструктивному исполнению (но не по назначению) к заявляемому решение является ГТД "Титан" фирмы Солар. Он имеет центробежный компрессор, двухроторную центростремительную радиально осевую турбину (ЦРОТ) с противоположным вращением роторов, камеру сгорания, жаровую трубу камеры сгорания, расположенную вокруг ЦРОТ.The disadvantages of this gas turbine engine are: high specific fuel consumption (due to the use of forced operation of the engine), high specific gravity of the engine, low degree of increase in pressure in the compressor, a small range of flight Mach numbers (M = 0 o C3)
The closest in design (but not intended) to the claimed solution is the GTE "Titan" company Solar. It has a centrifugal compressor, a two-rotor centripetal radial-axis turbine (CRO) with opposite rotation of the rotors, a combustion chamber, a combustion chamber flame tube located around the CRO.
Недостатком данного технического решения является невозможность его применения в таком виде в качестве двигателя для ЛА, совершающих крейсерский полет на сверхзвуковой скорости. The disadvantage of this technical solution is the impossibility of its use in this form as an engine for aircraft cruising at supersonic speeds.
Подводя итог анализу прототипов и их недостатков, можно утверждать, что на настоящий момент не существует реального реактивного ГТД, позволяющего совершать экономически выгодный полет со сверхзвуковой крейсерской скоростью. Summarizing the analysis of prototypes and their shortcomings, it can be argued that at the moment there is no real jet gas turbine engine that allows you to make a cost-effective flight with supersonic cruising speed.
Задачей изобретения является создание такого двигателя. The objective of the invention is the creation of such an engine.
Поставленная задача решается тем, что заявляемый ГТД имеет такую газодинамическую схему и такое конструктивное исполнение, которые позволяют ему иметь: стехиометрическую (максимально возможную) температуру газа на входе в реактивное сопло, большую температуру газа на входе в турбину, большую степень повышения давления в компрессоре, меньшие потери давления воздуха в камере сгорания, больший ресурс, больший диапазон скоростей полета, по сравнению с известными техническими решениями. The problem is solved by the fact that the claimed gas turbine engine has such a gas-dynamic scheme and a design that allows it to have: stoichiometric (maximum possible) gas temperature at the inlet of the jet nozzle, a high gas temperature at the inlet of the turbine, a large degree of pressure increase in the compressor, less loss of air pressure in the combustion chamber, longer resource, greater range of flight speeds, in comparison with the known technical solutions.
Заявляемое решение имеет общие элементы с прототипом, такие как, компрессор, камеру сгорания (КС), жаровую трубу камеры сгорания (ЖТКС), сопловой аппарат (СА) центростремительной радиально осевой турбины (ЦРОТ), двухроторную двухступенчатую ЦРОТ с противоположным вращением роторов, реактивное сопло. The inventive solution has common elements with a prototype, such as a compressor, a combustion chamber (KS), a combustion tube of a combustion chamber (ZhTKS), a nozzle apparatus (CA) of a centripetal radial-axial turbine (CRO), a two-rotor two-stage CRO with the opposite rotation of the rotors, a jet nozzle .
Отличительными признаками являются:
1. ЖТКС, СА ЦРОТ и рабочее колесо второй ступени ЦРОТ выполнены конструктивно как единое целое.Distinctive features are:
1. ZHTKS, SA CROT and the impeller of the second stage of CROT are made structurally as a whole.
2. охлаждение рабочих колес ЦРОТ, САМ ЦРОТ и стенке ЖТКС с внутренней стороны выполнено газообразным топливом. 2. cooling of the impellers of CROT, CAM CIRCUIT and the wall of the ZHTKS from the inside is made by gaseous fuel.
3. имеет второй компрессор, подключенный к входу в компрессор и к входу во вторую камеру сгорания (ВКС). 3. has a second compressor connected to the inlet to the compressor and to the inlet of the second combustion chamber (VKS).
4. имеет ВКС, подключенную к выходу из второго компрессора, и жаровую трубу второй камеры сгорания (ЖТВКС), вход в которую подключен к выходу из ЦРОТ, а выход из которой подключен к входу в реактивное сопло. 4. has a VKS connected to the exit of the second compressor, and a flame tube of the second combustion chamber (ZHTVS), the input of which is connected to the outlet of the central heating circuit, and the output of which is connected to the entrance of the jet nozzle.
Наличие первого отличительного признака позволяет исключить неподвижный СА ЦРОТ, а значит, исключить потери энергии газа. Т. е. сила, действующая на СА ЦРОТ со стороны протекающего через него газа не передается на корпус двигателя в виде крутящего момента, как у прототипа, а этот крутящий момент используется для вращения рабочих колес компрессора, а следовательно, для сжатия воздуха в компрессоре. The presence of the first distinguishing feature makes it possible to exclude a fixed CA of the CROT, and therefore, to exclude the loss of gas energy. That is, the force acting on the CA of the CROP from the side of the gas flowing through it is not transmitted to the engine casing in the form of a torque, as in the prototype, but this torque is used to rotate the compressor impellers, and therefore, to compress the air in the compressor.
Первый отличительный признак также способствует тому, что за счет действия центробежной силы разгружается материал конструкции ЖТКС, т. к, на стенку ЖТКС действует перепад давлений газа и УС и внутри ЖТКС, и что давление газа в КС больше, чем внутри ЖТКС. Иными словами сила от перепада давлений и центробежная силы имеют противоположные направления. Эта компенсация сил позволяет увеличить частоту вращения ЦРОТ, а значит увеличить коэффициент полезного действия ЦРОТ, что улучшает удельные характеристики ГТД (тягу, расход топлива). The first distinguishing feature also contributes to the fact that due to the action of centrifugal force the material of the ZhTKS structure is unloaded, since the differential pressure of gas and pressure inside the ZhTKS acts on the wall of the ZhTKS, and that the gas pressure in the KS is greater than inside the ZhTKS. In other words, the force from the differential pressure and centrifugal forces have opposite directions. This compensation of forces allows you to increase the frequency of rotation of the CRO, and thus increase the efficiency of the CRO, which improves the specific characteristics of the gas turbine engine (traction, fuel consumption).
Вообще говоря преобладающими силами в стенке ЖТКС будут сил, обусловленные действием центробежной силы, а не перепад давлений газа на ней. Но т. к. большая часть конструкции ЖТКС находится на минимальном расстоянии от оси вращения ЖТКС, что значительно уменьшает центробежные силы, а следовательно уменьшает вес конструкции ЖТКС. Generally speaking, the predominant forces in the wall of the ZHTS will be forces due to the action of centrifugal force, and not the pressure drop across it. But since the majority of the structure of the ZhTKS is at a minimum distance from the axis of rotation of the ZhTKS, which significantly reduces centrifugal forces, and therefore reduces the weight of the structure of the ZhTKS.
Использование второго отличительного признака позволяет исключить использование для охлаждения ЖТКС и ЦРОТ воздуха от компрессора. Это позволяет повысить температуру газа на входе в ЦРОТ (т. к. для их охлаждения используется криогенное топливо), а следовательно улучшить удельные характеристики ГТД (тягу, расход топлива), увеличить ресурс ЦРОТ, а значит и ГТД в целом. The use of the second distinguishing feature allows us to exclude the use of air from the compressor for cooling the ZhTKS and CRO This allows you to increase the temperature of the gas at the inlet to the central heating facilities (since cryogenic fuel is used to cool them), and therefore improve the specific characteristics of the gas turbine engine (draft, fuel consumption), increase the resource of the gas cylinder, and therefore the gas turbine engine as a whole.
Использование третьего и четвертого отличительных признаков позволяет иметь такую газодинамическую схему ГТД, что на входе в ЖТВКС поступает высокотемпературная богатая смесь продуктов сгорания топлива (смесь, имеющая избыток топлива) из выхода ЦРОТ. Одновременно в ЖТВКС поступает воздух от второго компрессора (или компрессора низкого давления (КНД)). Т. е. после ЖТВКС нет турбины, то нет и ограничений на температуру воздуха на входе в ЖВТКС, а следовательно, на степень повышения давления воздуха в КНД, и нет ограничения на температуру газа на входе в реактивное сопло. Т. е. заявляемый ГТД будет иметь большую степень повышения давления воздуха в компрессоре, по сравнению с известными техническими решениями, а следовательно, лучшие удельные характеристики (тягу, расход топлива). The use of the third and fourth distinguishing features makes it possible to have such a gas-dynamic gas turbine engine scheme that a high-temperature rich mixture of fuel combustion products (a mixture having excess fuel) from the outlet of the central heating circuit arrives at the entrance to the engine. At the same time, air from the second compressor (or low pressure compressor (LPC)) enters the ZHTVS. That is, after the ZhTVKS there is no turbine, there are no restrictions on the air temperature at the inlet to the ZhVTKS, and consequently, on the degree of increase in air pressure in the low pressure switch, and there is no restriction on the gas temperature at the entrance to the jet nozzle. That is, the claimed gas turbine engine will have a greater degree of increase in air pressure in the compressor, in comparison with the known technical solutions, and therefore, the best specific characteristics (traction, fuel consumption).
Таким образом в ЖВТКС, а следовательно и на входе в реактивное сопло, будет поддерживаться стехиометрическая (максимально возможная) температура газа, и более высокое давление газа, по сравнению с известными решениями, что улучшает удельные характеристики ГТД (тягу, расход топлива). Thus, in the ZhVTKS, and therefore at the entrance to the jet nozzle, the stoichiometric (maximum possible) gas temperature and higher gas pressure will be maintained compared to the known solutions, which improves the specific characteristics of the gas turbine engine (draft, fuel consumption).
В ЦРОТ поле центробежных сил приводит к уменьшению скорости истечения газа из рабочих колес ЦРОТ. Причем, при увеличении скорости вращения рабочих колес ЦРОТ теоретически скорость истечения газа стремится к нулю (Митрохин В. Т. Выбор параметров и расчет центростремительной турбины на стационарных и переменных режимах. М. Машиностроение, 1974, с. 12. In the CRO, the centrifugal force field leads to a decrease in the rate of gas outflow from the CRO impellers. Moreover, with an increase in the speed of rotation of the impellers of the central heating system, theoretically, the gas flow rate tends to zero (V. Mitrokhin. Choice of parameters and calculation of a centripetal turbine in stationary and variable modes. M. Mashinostroenie, 1974, p. 12.
Следовательно на вход в ЖВТКС поступает высокотемпературная богатая смесь со скоростью, которая обеспечивает минимальные потери давления газа при горении в ЖВТКС. Воздух от КНД тормозится в диффузоре ВКС до скорости, обеспечивающей минимальные потери давления газа при горении в ЖВТКС
Таким образом при горении в ЖВТКС имеют место минимальные потери давления газа, что улучшает удельные характеристики ГТД (тягу, расход топлива).Consequently, a high-temperature rich mixture with a speed that provides the minimum loss of gas pressure during combustion in the HPHLC enters the inlet of the HPLC. The air from the low pressure switch is decelerated in the HVC diffuser to a speed that ensures the minimum loss of gas pressure during combustion in the HPLC
Thus, when burning in the liquid fuel-gas engine, there are minimal losses of gas pressure, which improves the specific characteristics of the gas turbine engine (draft, fuel consumption).
Для сравнения, в современных форсажных камерах ГТД скорость газового потока равна 100oC160 метров в секунду, что приводит к росту потерь давления газа, а значит к ухудшению удельных характеристик ГТД (тяге, расходу топлива) (Пчелкин Ю. М. Камеры сгорания ГТД. М. Машиностроение, 1973, с. 302.For comparison, in modern GTE afterburners, the gas flow rate is 100 o C160 meters per second, which leads to an increase in gas pressure losses, and therefore to a decrease in the specific characteristics of a gas turbine engine (traction, fuel consumption) (Pchelkin Yu.M. GTE combustion chambers. M. Engineering, 1973, p. 302.
ЦРОТ имеет тот недостаток, что на выходе из рабочих колес поток газа закручен, и что в районе от оси вращения рабочего колеса до наружного диаметра ступицы рабочего колеса возникает зона обратных токов длиной 2oC2,5 диаметра ступицы (Розенберг Г. Ш. Центростремительные турбины судовых установок. Л. Судостроение, 1973, с. 96, что приводит к потерям давления газа.CROT has the disadvantage that the gas flow is swirled at the outlet of the impellers, and that in the region from the axis of rotation of the impeller to the outer diameter of the impeller hub, a zone of reverse currents with a length of 2 ° C2.5 of the diameter of the hub appears (Rosenberg G. Sh. Centripetal turbines ship installations L. Sudostroenie, 1973, p. 96, which leads to loss of gas pressure.
Однако этот недостаток ЦРОТ в заявляемом решении преобразуется в преимущество, т. к. обратные токи и закрученность потока способствуют стабилизации пламени в ЖТВКС, чем устраняется необходимость установки на входе в ЖВТКС лопаточных завихрителей или плохообтекаемых тел, которые в обычных жаровых трубах способствуют стабилизации пламени, и которые приводят к потерям давления газа, составляющим согласно (Пчелкин Ю. М. Камеры сгорания ГТД. М. Машиностроение, 1984, с. 132oC133, 25oC35 от общих потерь давления газа в камере сгорания.However, this drawback of the CROP in the claimed solution is converted into an advantage, since reverse currents and swirling of the flow contribute to the stabilization of the flame in the HFCS, which eliminates the need to install blade swirlers or poorly streamlined bodies at the inlet of the HFCS, which in conventional flame tubes contribute to the stabilization of the flame, and which lead to gas pressure losses constituting according to (Pchelkin Yu.M. GTE Combustion Chambers. M. Mechanical Engineering, 1984, p. 132 o C133, 25 o C35 of the total gas pressure loss in the combustion chamber.
Для уменьшения потерь давления газа в жаровой трубе камеры сгорания целесообразно ее делать конической, расширяющейся. Однако современные форсажные камеры сгорания не используют это, т. к. это увеличивает габариты ГТД (диаметр форсажной камеры будет больше диаметра турбины) (с. 303). To reduce the loss of gas pressure in the flame tube of the combustion chamber, it is advisable to make it conical, expanding. However, modern afterburner combustion chambers do not use this, because it increases the dimensions of the gas turbine engine (the afterburner diameter will be larger than the diameter of the turbine) (p. 303).
В заявляемом решении ЖВТКС выполнена конической, расширяющейся, что уменьшает потери давления газа, а значит улучшает удельные характеристики ГТД (тягу, расход топлива). In the claimed solution, the HPLC is made conical, expanding, which reduces the loss of gas pressure, and therefore improves the specific characteristics of the gas turbine engine (traction, fuel consumption).
Что касается КС и ЖТКС, то их конструктивное исполнение таково, что обеспечивает минимальные потери давления газ в них. As for the KS and ZhTKS, their design is such that it provides minimal gas pressure loss in them.
При увеличении температуры воздуха на входе в компрессор (при увеличении скорости полета), а следовательно, по всему газовому тракту, для поддержания постоянной температуры газа на входе в турбину (из-за ограничения прочности материала лопаток турбины) у традиционных схем ГТД приходится уменьшать подачу топлива, что ухудшает удельные характеристики ГТД (тягу, расход топлива). With increasing air temperature at the inlet to the compressor (with increasing flight speed), and therefore, throughout the gas path, in order to maintain a constant gas temperature at the inlet of the turbine (due to the limited strength of the material of the turbine blades) in traditional gas turbine engines, it is necessary to reduce the fuel supply , which worsens the specific characteristics of a gas turbine engine (traction, fuel consumption).
В заявляемом решении с ростом температуры воздуха на входе в компрессор увеличивается расход криогенного топлива на охлаждение СА ЦРОТ, рабочих колес ЦРОТ и стенок ЖТКС. Т. е. это приводит к прямо противоположному к улучшению, или по меньшей мере к сохранению на прежнем уровне, удельных характеристик ГТД (тяге, расходу топлива). In the claimed solution, with increasing air temperature at the inlet to the compressor, the consumption of cryogenic fuel for cooling the SA of the CRT, the impellers of the CRT and the walls of the ZHKS increases. That is, this leads to the exact opposite to an improvement, or at least to maintaining at the same level, the specific characteristics of a gas turbine engine (traction, fuel consumption).
Тем самым заявляемый ГТД будет иметь больший диапазон чисел Маха полета, чем известные технические решения. Препятствием для дальнейшего увеличения скорости полета является не ограничение температуры газа на входе в турбину, а теплостойкость материала конструкции двигателя, обусловленная высокой температурой воздуха от компрессора. Thus, the claimed gas turbine engine will have a larger range of flight Mach numbers than the known technical solutions. An obstacle to a further increase in flight speed is not the limitation of the gas temperature at the turbine inlet, but the heat resistance of the material of the engine structure, due to the high temperature of the air from the compressor.
Таким образом, хотя все отличительные признаки, за исключением первого, заявляемого решения были известны ранее, но их совместное использование является новым. Причем при этом используются некоторые их отрицательные качества, как например ЦРОТ. В совокупности они позволяют создать реактивный ГТД, который превосходит по удельным характеристикам как существующие, так и разрабатываемые в настоящее время ГТД данного класса. Thus, although all the distinguishing features, with the exception of the first one, of the claimed solution were known previously, their joint use is new. Moreover, some of their negative qualities are used, such as the CROP. Together, they allow you to create a reactive gas turbine engine, which surpasses the specific characteristics of both existing and currently being developed gas turbine engines of this class.
Если выводы автора, касающиеся преимуществ заявляемого решения верны, а не один из существующих или разрабатываемых в настоящее время ГТД данного класса не имеет аналогичную конструкцию и газодинамическую схему, и не существует правил, в соответствии с которыми можно было бы произвести осуществленные в заявляемом решении преобразования и добиться вышеуказанного результата, а автору они не известны, то это может означать только одно - заявляемое решение неочевидно для сведущего в ГТД специалиста, а значит отвечает критерию "изобретательский уровень" в противном случае специалисты, разрабатывающие в настоящее время двигателя данного класса, о которых говорилось выше, поступают неразумно, разрабатывая заведомо худшие конструкции, что конечно же исключено). Новизна и промышленная применимость заявляемого решения также очевидны. If the author’s conclusions regarding the advantages of the proposed solution are correct, and not one of the existing or currently developed gas turbine engines of this class does not have a similar design and gas-dynamic scheme, and there are no rules according to which the transformations carried out in the claimed solution and to achieve the above result, and if they are not known to the author, this can only mean one thing - the claimed solution is not obvious to a specialist who is knowledgeable in a gas turbine engine, and therefore meets the criterion of "inventor sky level "otherwise, specialists who are currently developing an engine of this class, which were mentioned above, are acting unreasonably, developing obviously inferior designs, which of course is excluded). The novelty and industrial applicability of the proposed solutions are also obvious.
На фиг. 1 изображено продольное сечение реактивного ГТД, на котором обозначено: 1 компрессор низкого давления (второй компрессор), 2 - компрессор высокого давления (компрессор), 3 камера сгорания (КС), 4 - жаровая труба камеры сгорания (ЖТКС), 5 сопловой аппарат (СА) центростремительной радиально осевой турбины (ЦРОТ), 6 рабочее колесо первой ступени ЦРОТ, 7 рабочее колесо второй ступени ЦРОТ, 8 жаровая труба второй камеры сгорания (ЖВТКС), 9 вторая камера сгорания, 10 реактивное сопло, 11 входной патрубок, 12 направляющий аппарат первой ступени компрессора низкого давления, 13 переходной патрубок, 14 полый вал ротора компрессора низкого давления, 15 подшипники. Стрелками обозначено: _ _ _→ движение газообразного топлива, - ··_→ движение воздуха от компрессоров; на фиг. 2 изображен, увеличенно, участок ЖТКС и ЦРОТ. Обозначено: 3 КС, 4 ЖТКС, 5 - СА, ЦРОТ, 6 рабочее колесо первой ступени ЦРОТ. 7 рабочее колесо второй ступени ЦРОТ, 15 подшипники, 16 рабочая лопатка рабочего колеса первой ступени ЦРОТ, 17 рабочая лопатка рабочего колеса второй ступени ЦРОТ. Стрелками обозначено: - - -L движение газообразного топлива, - ··_→ движение воздуха от компрессоров. In FIG. 1 shows a longitudinal section of a gas turbine engine, which shows: 1 low-pressure compressor (second compressor), 2 - high-pressure compressor (compressor), 3 combustion chamber (KS), 4 - heat pipe of the combustion chamber (ZhTKS), 5 nozzle apparatus ( CA) centripetal radial axial turbine (CRO), 6 impeller of the first stage of CRO, 7 impeller of the second stage of CRO, 8 flame tube of the second combustion chamber (GVTKS), 9 second combustion chamber, 10 jet nozzle, 11 inlet pipe, 12 guide apparatus first stage compressor low second pressure transition pipe 13, the hollow shaft 14, low
На фиг. 3 изображено сечение A A выходного диффузора ЖВТКС. In FIG. 3 shows a section A A of the output diffuser.
На фиг. 4 изображено сечение Б Б рабочего колеса второй ступени ЦРОТ и ЖТКС. Обозначено: 7 рабочее колесо второй ступени ЦРОТ, 17 рабочая лопатка рабочего колеса второй ступени ЦРОТ, 18 топливные форсунки, 19 свеча зажигания. Стрелкой показано: - - -L движение газообразного топлива. In FIG. 4 shows a section B B of the impeller of the second stage of CROT and ZHTKS. Designated: 7 impeller of the second stage of CRO, 17 impeller of the impeller of the second stage of CRO, 18 fuel nozzles, 19 spark plug. The arrow shows: - - -L movement of gaseous fuel.
На фиг. 3 изображено сечение В В стенки ЖТКС. In FIG. 3 shows a section B In the walls of the ZHTKS.
На фиг. 6 изображено сечение лопаток СА и рабочего колеса первой ступени ЦРОТ. Обозначено: 5 лопатка СА ЦРОТ, 16 лопатка рабочего колеса первой ступени ЦРОТ. Стрелкой показано: - - -L движение газообразного топлива. In FIG. 6 shows a cross section of the blades CA and the impeller of the first stage of the CRO. Designated: 5 blade CA CROT, 16 blade impeller of the first stage CROT. The arrow shows: - - -L movement of gaseous fuel.
Заявляемый ГТД состоит из: компрессора низкого давления (КНД) 1 (второй компрессор) (фиг. 1), компрессора высокого давления (КВД) 2 (компрессор), подключенного к выходу из КНД 1, камеры сгорания (КС) 3, подключенной к выходу из КВД 2, жаровой трубы камеры сгорания (ЖТКС) 4, подключенной к входу в центростремительную радиально осевую турбину (ЦРОТ), сопловой аппарат (СА) ЦРОТ 5, рабочее колесо первой ступени ЦРОТ 6, рабочее колесо второй ступени ЦРОТ 7, вторую камеру сгорания (ВКС) 9, подключенную к выходу из КНД 1, жаровую трубу второй камеры сгорания (ЖВТКС) 8, подключенную к выходу из ЦРОТ, реактивное сопло 10, подключенное к выходу их ЖВТКС 8. Направление вращения рабочих колес ЦРОТ противоположное. The inventive gas turbine engine consists of: a low pressure compressor (LPC) 1 (second compressor) (Fig. 1), a high pressure compressor (LDP) 2 (compressor) connected to the outlet of the LPC 1, a combustion chamber (COP) 3 connected to the output from KVD 2, a combustion tube chimney (ZhTKS) 4, connected to the inlet of a centripetal radially axial turbine (CRO), nozzle apparatus (CA)
Заявляемый ГТД работает следующим образом. The inventive GTE works as follows.
Рабочее колесо первой ступени ЦРОТ 6 (фиг. 1) и рабочее колесо второй ступени ЦРОТ 7 выполнены вращающимися в противоположных направлениях. При этом ЖТКС 4, СА ЦРОТ 5 им рабочее колесо второй ступени ЦРОТ 7 выполнены конструктивно как единое целое (то есть, они совместно вращаются). Воздух от КНД 1 (фиг. 1) поступает на вход в КВД 2 и на вход во ВКС 9. Из КВД 2 воздух поступает на вход в КС 3 и затем в ЖТКС 4. Газообразное (криогенное) топливо через, входной патрубок 11, сопловой аппарат первой ступени КНД 12, переходной патрубок 13 поступает в полый вал ротора КНД 14. The impeller of the first stage of MTC 6 (Fig. 1) and the impeller of the second stage of
Из полого вала ротора КНД 14 газообразное (криогенное) топливо (фиг. 2) по каналам, размещенным в рабочих колесах первой и второй ступени ЦРОТ поступает на охлаждение (конвективно-пленочное) рабочих лопаток 16, 17 и дисков этих колес, после чего оно выбрасывается в проточную часть ЦРОТ. По каналам, размещенным в рабочих лопатках второй ступени ЦРОТ газообразное (криогенное) топливо поступает в ЖТКС 4, где часть его идет в топливные форсунки 18 (фиг. 4), а часть на конвективно-пленочное охлаждение (с внутренней стороны) стенки ЖТКС 4 (фиг. 2). From the hollow shaft of the KND rotor 14, gaseous (cryogenic) fuel (Fig. 2) through the channels located in the impellers of the first and second stages of the central heating circuit enters the cooling (convective-film) working
Напротив топливных форсунок расположены отверстия (в стенке ЖТКС 4) для входа воздуха от КВД. Такое взаимное расположение их способствует быстрому образованию горючей смеси и лучшей стабилизации пламени. Opposite the fuel injectors are openings (in the wall of the ZhTKS 4) for air inlet from the HPC. Such a mutual arrangement of them contributes to the rapid formation of a combustible mixture and better stabilization of the flame.
Воспламенение (начальное) топливо воздушной смеси и ЖТКС 4 осуществляется от свечи зажигания 19 (фиг. 4). The ignition (initial) fuel of the air mixture and
За счет таким образом организованного охлаждения ЖТКС 4 и рабочих колес ЦРОТ богатая смесь (высокотемпературная) продуктов. сгорания из ЖТКС 4 (через СА ЦРОТ 5 и рабочие колеса ЦРОТ 6 и 7) поступает на вход в ЖТВКС 8. В ЖТВКС 8 поступает воздух из КНД 1, где он смешивается с богатой высокотемпературной смесью, поступивший из ЖТКС 4, и сгорает. Высокая температура богатой смеси из ЖТКС 4 и воздуха от КНД (за счет большей, чем у прототипа степени повышения давления), способствует быстрому и полному сгоранию топлива. Due to the thus organized cooling of the
Т. к. на выходе из ЖТВКС 8 нет турбины, следовательно, на входе в реактивное сопло 10 (фиг.1) (т. е. на выходе из ЖТВКС 8) можно довести температуру газ до стехиометрической (максимально возможной). Since there is no turbine at the exit of the ZhTVKS 8, therefore, at the entrance to the jet nozzle 10 (Fig. 1) (i.e., at the exit of the ZhTVKS 8), the gas temperature can be brought to stoichiometric (maximum possible).
Охлаждение стенок ЖТВКС 8 и створок реактивного сопла 10 осуществляется воздухом от КНД 1 так, как показано на фиг. 1 стрелками - ··_→. The cooling of the walls of the HPLC 8 and the flaps of the jet nozzle 10 is carried out by air from the KND 1 as shown in FIG. 1 arrows - ·· _ →.
Claims (1)
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU93048261A RU2074968C1 (en) | 1993-10-18 | 1993-10-18 | Gas-turbine engine |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU93048261A RU2074968C1 (en) | 1993-10-18 | 1993-10-18 | Gas-turbine engine |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU93048261A RU93048261A (en) | 1996-04-10 |
| RU2074968C1 true RU2074968C1 (en) | 1997-03-10 |
Family
ID=20148330
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU93048261A RU2074968C1 (en) | 1993-10-18 | 1993-10-18 | Gas-turbine engine |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2074968C1 (en) |
Cited By (19)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| WO2009031945A3 (en) * | 2007-09-06 | 2009-05-14 | Open Joint Stock Company Russi | Gas turbine plant |
| RU2555941C2 (en) * | 2013-11-07 | 2015-07-10 | Открытое Акционерное Общество "Уфимское Моторостроительное Производственное Объединение" (Оао "Умпо") | Jet turbine engine |
| RU2555936C2 (en) * | 2013-11-19 | 2015-07-10 | Открытое Акционерное Общество "Уфимское Моторостроительное Производственное Объединение" (Оао "Умпо") | Gas turbine engine overhaul method (versions) and gas turbine engine repaired according to this method (versions), overhaul of batch, resupplied group of gas turbine engines and gas turbine engine repaired by this method |
| RU2555950C2 (en) * | 2013-11-07 | 2015-07-10 | Открытое Акционерное Общество "Уфимское Моторостроительное Производственное Объединение" (Оао "Умпо") | Jet turbine engine |
| RU2555931C2 (en) * | 2013-11-07 | 2015-07-10 | Открытое Акционерное Общество "Уфимское Моторостроительное Производственное Объединение" (Оао "Умпо") | Jet turbine engine |
| RU2555938C2 (en) * | 2013-11-07 | 2015-07-10 | Открытое Акционерное Общество "Уфимское Моторостроительное Производственное Объединение" (Оао "Умпо") | Method of batch production of gas-turbine engine and gas-turbine engine made by means of this method |
| RU2555922C2 (en) * | 2013-11-19 | 2015-07-10 | Открытое Акционерное Общество "Уфимское Моторостроительное Производственное Объединение" (Оао "Умпо") | Gas turbine engine overhaul method (versions) and gas turbine engine repaired according to this method (versions), overhaul of batch, resupplied group of gas turbine engines and gas turbine engine repaired by this method |
| RU2555944C2 (en) * | 2013-11-08 | 2015-07-10 | Открытое Акционерное Общество "Уфимское Моторостроительное Производственное Объединение" (Оао "Умпо") | Overhaul method of jet turbine engine, and jet turbine engine repaired by means of this method (versions); overhaul method of batch that completes groups of jet turbine engines, and jet turbine engine repaired by means of this method (versions) |
| RU2555935C2 (en) * | 2013-11-07 | 2015-07-10 | Открытое Акционерное Общество "Уфимское Моторостроительное Производственное Объединение" (Оао "Умпо") | Method of mass production of gas turbine engine and gas turbine engine made using this method |
| RU2555932C2 (en) * | 2013-11-19 | 2015-07-10 | Открытое Акционерное Общество "Уфимское Моторостроительное Производственное Объединение" (Оао "Умпо") | Gas turbine engine overhaul method (versions) and gas turbine engine repaired according to this method (versions), overhaul of batch, resupplied group of gas turbine engines and gas turbine engine repaired by this method |
| RU2556090C2 (en) * | 2013-11-07 | 2015-07-10 | Открытое акционерное общество "Уфимский моторостроительное производственное объединение" (ОАО "УМПО") | Gas turbine engine |
| RU2555937C2 (en) * | 2013-11-19 | 2015-07-10 | Открытое Акционерное Общество "Уфимское Моторостроительное Производственное Объединение" (Оао "Умпо") | Gas turbine engine overhaul method (versions) and gas turbine engine repaired according to this method (versions), overhaul of batch, resupplied group of gas turbine engines and gas turbine engine repaired by this method |
| RU2555933C2 (en) * | 2013-11-07 | 2015-07-10 | Открытое Акционерное Общество "Уфимское Моторостроительное Производственное Объединение" (Оао "Умпо") | Gas-turbine engine |
| RU2555940C2 (en) * | 2013-11-07 | 2015-07-10 | Открытое Акционерное Общество "Уфимское Моторостроительное Производственное Объединение" (Оао "Умпо") | Method of mass production of gas turbine engine and gas turbine engine made using this method |
| RU2556058C2 (en) * | 2013-11-07 | 2015-07-10 | Открытое Акционерное Общество "Уфимское Моторостроительное Производственное Объединение" (Оао "Умпо") | Method of mass production of jet turbine engine and jet turbine engine made using this method |
| RU2555928C2 (en) * | 2013-11-07 | 2015-07-10 | Открытое Акционерное Общество "Уфимское Моторостроительное Производственное Объединение" (Оао "Умпо") | Jet turbine engine |
| RU2602656C1 (en) * | 2015-11-10 | 2016-11-20 | Николай Борисович Болотин | Return carrier rocket stage, method of its operation and gas turbine engine |
| RU2623588C2 (en) * | 2015-01-27 | 2017-06-28 | Виктор Серафимович Бахирев | Turbojet |
| RU2693948C1 (en) * | 2018-02-27 | 2019-07-08 | Виталий Иванович Коминов | Gas turbine engine |
-
1993
- 1993-10-18 RU RU93048261A patent/RU2074968C1/en active
Non-Patent Citations (1)
| Title |
|---|
| 1. Техническая информация, ЦАГИ, УЗ-4, 1991. 2. Турбореактивный двигатель "Олимп-593" для сверхзвукового самолета "Конкорд". М., ЦИНГА, 1973. 3. Розенберг Г.Ш. Судовые центростремительные газовые турбины, Л., Судостроение, 1964, с.178. * |
Cited By (22)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| WO2009031945A3 (en) * | 2007-09-06 | 2009-05-14 | Open Joint Stock Company Russi | Gas turbine plant |
| EA015281B1 (en) * | 2007-09-06 | 2011-06-30 | Открытое Акционерное Общество "Российские Железные Дороги" | Gas turbine plant |
| US8276359B2 (en) | 2007-09-06 | 2012-10-02 | Open Joint Stock Company “Russian Railways” | Gas turbine plant |
| CN101675225B (en) * | 2007-09-06 | 2012-10-10 | 俄罗斯铁路开放式股份公司 | Gas turbine plant |
| RU2555950C2 (en) * | 2013-11-07 | 2015-07-10 | Открытое Акционерное Общество "Уфимское Моторостроительное Производственное Объединение" (Оао "Умпо") | Jet turbine engine |
| RU2555928C2 (en) * | 2013-11-07 | 2015-07-10 | Открытое Акционерное Общество "Уфимское Моторостроительное Производственное Объединение" (Оао "Умпо") | Jet turbine engine |
| RU2555933C2 (en) * | 2013-11-07 | 2015-07-10 | Открытое Акционерное Общество "Уфимское Моторостроительное Производственное Объединение" (Оао "Умпо") | Gas-turbine engine |
| RU2555931C2 (en) * | 2013-11-07 | 2015-07-10 | Открытое Акционерное Общество "Уфимское Моторостроительное Производственное Объединение" (Оао "Умпо") | Jet turbine engine |
| RU2555938C2 (en) * | 2013-11-07 | 2015-07-10 | Открытое Акционерное Общество "Уфимское Моторостроительное Производственное Объединение" (Оао "Умпо") | Method of batch production of gas-turbine engine and gas-turbine engine made by means of this method |
| RU2556058C2 (en) * | 2013-11-07 | 2015-07-10 | Открытое Акционерное Общество "Уфимское Моторостроительное Производственное Объединение" (Оао "Умпо") | Method of mass production of jet turbine engine and jet turbine engine made using this method |
| RU2555941C2 (en) * | 2013-11-07 | 2015-07-10 | Открытое Акционерное Общество "Уфимское Моторостроительное Производственное Объединение" (Оао "Умпо") | Jet turbine engine |
| RU2555935C2 (en) * | 2013-11-07 | 2015-07-10 | Открытое Акционерное Общество "Уфимское Моторостроительное Производственное Объединение" (Оао "Умпо") | Method of mass production of gas turbine engine and gas turbine engine made using this method |
| RU2555940C2 (en) * | 2013-11-07 | 2015-07-10 | Открытое Акционерное Общество "Уфимское Моторостроительное Производственное Объединение" (Оао "Умпо") | Method of mass production of gas turbine engine and gas turbine engine made using this method |
| RU2556090C2 (en) * | 2013-11-07 | 2015-07-10 | Открытое акционерное общество "Уфимский моторостроительное производственное объединение" (ОАО "УМПО") | Gas turbine engine |
| RU2555944C2 (en) * | 2013-11-08 | 2015-07-10 | Открытое Акционерное Общество "Уфимское Моторостроительное Производственное Объединение" (Оао "Умпо") | Overhaul method of jet turbine engine, and jet turbine engine repaired by means of this method (versions); overhaul method of batch that completes groups of jet turbine engines, and jet turbine engine repaired by means of this method (versions) |
| RU2555937C2 (en) * | 2013-11-19 | 2015-07-10 | Открытое Акционерное Общество "Уфимское Моторостроительное Производственное Объединение" (Оао "Умпо") | Gas turbine engine overhaul method (versions) and gas turbine engine repaired according to this method (versions), overhaul of batch, resupplied group of gas turbine engines and gas turbine engine repaired by this method |
| RU2555932C2 (en) * | 2013-11-19 | 2015-07-10 | Открытое Акционерное Общество "Уфимское Моторостроительное Производственное Объединение" (Оао "Умпо") | Gas turbine engine overhaul method (versions) and gas turbine engine repaired according to this method (versions), overhaul of batch, resupplied group of gas turbine engines and gas turbine engine repaired by this method |
| RU2555922C2 (en) * | 2013-11-19 | 2015-07-10 | Открытое Акционерное Общество "Уфимское Моторостроительное Производственное Объединение" (Оао "Умпо") | Gas turbine engine overhaul method (versions) and gas turbine engine repaired according to this method (versions), overhaul of batch, resupplied group of gas turbine engines and gas turbine engine repaired by this method |
| RU2555936C2 (en) * | 2013-11-19 | 2015-07-10 | Открытое Акционерное Общество "Уфимское Моторостроительное Производственное Объединение" (Оао "Умпо") | Gas turbine engine overhaul method (versions) and gas turbine engine repaired according to this method (versions), overhaul of batch, resupplied group of gas turbine engines and gas turbine engine repaired by this method |
| RU2623588C2 (en) * | 2015-01-27 | 2017-06-28 | Виктор Серафимович Бахирев | Turbojet |
| RU2602656C1 (en) * | 2015-11-10 | 2016-11-20 | Николай Борисович Болотин | Return carrier rocket stage, method of its operation and gas turbine engine |
| RU2693948C1 (en) * | 2018-02-27 | 2019-07-08 | Виталий Иванович Коминов | Gas turbine engine |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| RU2074968C1 (en) | Gas-turbine engine | |
| US2784551A (en) | Vortical flow gas turbine with centrifugal fuel injection | |
| US5155993A (en) | Apparatus for compressor air extraction | |
| US5911679A (en) | Variable pitch rotor assembly for a gas turbine engine inlet | |
| US4112676A (en) | Hybrid combustor with staged injection of pre-mixed fuel | |
| US3750402A (en) | Mixed flow augmentation system | |
| CN109028142B (en) | Propulsion system and method of operating the same | |
| US2468461A (en) | Nozzle ring construction for turbopower plants | |
| US3088281A (en) | Combustion chambers for use with swirling combustion supporting medium | |
| CN109028144B (en) | Integral vortex rotary detonation propulsion system | |
| US2929203A (en) | Afterburning bypass aviation turbojet engine | |
| US11149954B2 (en) | Multi-can annular rotating detonation combustor | |
| JPH06323160A (en) | Gas turbo group | |
| CN108800205A (en) | A kind of eddy flow reinforcing/stamping combustion chamber | |
| RU2674172C1 (en) | Turbo engine and method for operation thereof | |
| US3722216A (en) | Annular slot combustor | |
| US5207054A (en) | Small diameter gas turbine engine | |
| US20180355792A1 (en) | Annular throats rotating detonation combustor | |
| EP3303929B1 (en) | Combustor arrangement | |
| US20210164660A1 (en) | Rotating detonation combustion and heat exchanger system | |
| JPH0776621B2 (en) | Double dome combustor and its usage | |
| CN107270328A (en) | Closure standing vortex chamber igniter for gas-turbine unit enhancer | |
| US2704440A (en) | Gas turbine plant | |
| JPH0367026A (en) | Turborocket engine-ramjet engine combined afterburning propeller | |
| US5231825A (en) | Method for compressor air extraction |