RU2334115C1

RU2334115C1 - Double-stage gas turbine engine

Info

Publication number: RU2334115C1
Application number: RU2007101406/06A
Authority: RU
Inventors: Николай Борисович Болотин (RU); Николай Борисович Болотин
Original assignee: Николай Борисович Болотин
Priority date: 2007-01-15
Filing date: 2007-01-15
Publication date: 2008-09-20

Abstract

FIELD: engines and pumps.

SUBSTANCE: double-stage gas turbine engine incorporates the first and second stages, and outer and inner shafts, a fan, a compressor, at least, one turbine wheel, a combustion chamber arranged between the compressor and turbine, an air intake and a jet nozzle. The fan is fitted onto the inner shaft. The compressor is fitted on the outer shaft. The turbine wheel is fitted on the outer shaft. The Stirling engine is arranged behind the turbine and linked to the inner shaft. The said Stirling engine is made up of two groups of cylinders, i.e. working and piston cylinders, the working cylinders being arranged in the first stage and expansion cylinders being fitted in the second stage.

EFFECT: higher efficiency and reliability.

6 cl, 6 dwg

Description

Изобретение относится к двигателестроению, в том числе к авиационным и стационарным газотурбинным двигателям ГТД и может найти применение в авиастроении, судостроении, на газоперекачивающих станциях и для пиковых энергетических установок в качестве привода для электрогенератора, предназначенного для выработки электроэнергии.The invention relates to engine building, including aircraft and stationary gas turbine engines of gas turbine engines and can find application in aircraft building, shipbuilding, gas pumping stations and for peak power plants as a drive for an electric generator designed to generate electricity.

Известен ядерный синтезный двигатель по заявке РФ на изобретение №94036369, опубл. 10.07.1996 г. Этот двигатель содержит компрессор, турбину, ядерный реактор и теплообменник вместо камеры сгорания, соединенный с ядерным реактором.Known nuclear synthesis engine according to the application of the Russian Federation for invention No. 94036369, publ. July 10, 1996. This engine contains a compressor, a turbine, a nuclear reactor, and a heat exchanger instead of a combustion chamber connected to a nuclear reactor.

Недостатки: длительное время запуска двигателя и плохая приемистость на переходных режимах, которая объясняется инерционностью теплообменника, контура рециркуляции теплоносителя и самого ядерного реактора.Disadvantages: long engine start-up time and poor transient response, which is explained by the inertia of the heat exchanger, the coolant recirculation loop, and the nuclear reactor itself.

Известен авиационный комбинированный двигатель по заявке РФ на изобретение №2002115896, содержащий ГТД и ракетный двигатель.Known aircraft combined engine according to the application of the Russian Federation for invention No. 2002115896, containing a gas turbine engine and a rocket engine.

Недостаток - очень большой расход топлива, потребляемого ракетным двигателем.The disadvantage is the very high fuel consumption consumed by the rocket engine.

Известен авиационный ГТД по книге Курзинера Р.И. Реактивные двигатели для больших сверхзвуковых скоростей полета, Москва, Машиностроение, 1977, стр 38, рис.1.8, прототип, содержащий компрессор, камеру сгорания, турбину и реактивное сопло.Known aviation gas turbine engine according to the book of Kurziner R.I. Jet engines for high supersonic flight speeds, Moscow, Mechanical Engineering, 1977, p. 38, Fig. 1.8, prototype containing a compressor, a combustion chamber, a turbine and a jet nozzle.

Недостатки: повышенный расход топлива, плохая приемистость на переходных режимах и низкая надежностьDisadvantages: increased fuel consumption, poor throttle response and low reliability

Задачи создания изобретения: повышение кпд и надежности двигателя.Objectives of the invention: improving the efficiency and reliability of the engine.

Решение указанных задач достигнуто за счет того, что двухконтурный газотурбинный двигатель, содержащий первый и второй контуры, внешний и внутренний валы с вентилятором, установленным на внутреннем валу, и компрессор, установленный на внешнем валу. а также, по меньшей мере, одно рабочее колесо турбины, установленное на внешнем валу, и камеру сгорания между компрессором и турбиной, воздухозаборник и реактивное сопло, отличается тем, что за турбиной установлен двигатель Стирлинга, соединенный кинематически с внутренним валом. Двигатель Стирлинга выполнен из двух групп цилиндров: рабочих и поршневых, при этом рабочие цилиндры размещены в первом контуре, а расширительные - во втором. К двигателю Стирлинга присоединены воздушные патрубки. Концы воздушных патрубков выходят в атмосферу или подсоединены к воздухозаборнику, или присоединены к выходу из первых ступеней компрессора.The solution to these problems was achieved due to the fact that the dual-circuit gas turbine engine containing the first and second circuits, external and internal shafts with a fan mounted on the internal shaft, and a compressor mounted on the external shaft. as well as at least one impeller of the turbine mounted on the external shaft, and a combustion chamber between the compressor and the turbine, an air intake and a jet nozzle, characterized in that a Stirling engine connected kinematically to the internal shaft is installed behind the turbine. The Stirling engine is made of two groups of cylinders: working and piston, while the working cylinders are located in the first circuit, and expansion cylinders are in the second. Air tubes are connected to the Stirling engine. The ends of the air pipes exit into the atmosphere or are connected to the air intake, or connected to the outlet of the first stages of the compressor.

Предложенное техническое решение обладает новизной, изобретательским уровнем и промышленной применимостью, что подтверждается проведенными патентными исследованиями. Для реализации изобретения достаточно применения известных узлов и деталей, ранее разработанных и реализованных в конструкции газотурбинных двигателей и в машиностроении.The proposed technical solution has novelty, inventive step and industrial applicability, as evidenced by patent research. To implement the invention, it is sufficient to use the known components and parts previously developed and implemented in the design of gas turbine engines and in mechanical engineering.

Сущность изобретения поясняется на фиг.1...6, где:The invention is illustrated in figure 1 ... 6, where:

на фиг.1 приведена схема двигателя,figure 1 shows a diagram of the engine,

на фиг.2 приведена схема охлаждения двигателя Стирлинга,figure 2 shows the cooling circuit of the Stirling engine,

на фиг.3 и 4 приведена схема двигателя Стирлинга,figure 3 and 4 shows a diagram of a Stirling engine,

на фиг.5 и 6 приведена схема двигателя с вытеснительным цилиндром внутри второго контура.figure 5 and 6 shows a diagram of an engine with a displacement cylinder inside the second circuit.

Предложенный двигатель (фиг.1) содержит два контура: первый 1 и второй 2, соответственно два вала: внутренний 3 и наружный 4, т.е. двигатель выполнен двухконтурным по двухвальной схеме. Кроме того, двигатель содержит воздухозаборник 5, вентилятор 6, компрессор 7, камеру сгорания 8 и турбину 9. Турбина 8 может содержать одну или несколько ступеней. Далее конструкция двигателя описывается на примере одноступенчатой турбины. Турбина 9 содержит рабочее колесо 10. На выходе из обоих контуров 1 и 2 выполнено реактивное сопло 11, внутри которого установлен смеситель 12, для перемешивания потоков первого и второго контуров.The proposed engine (figure 1) contains two circuits: the first 1 and second 2, respectively, two shafts: inner 3 and outer 4, i.e. the engine is double-circuit in a two-shaft design. In addition, the engine includes an air intake 5, a fan 6, a compressor 7, a combustion chamber 8 and a turbine 9. The turbine 8 may contain one or more stages. Further, the engine design is described by the example of a single-stage turbine. The turbine 9 contains an impeller 10. At the outlet of both circuits 1 and 2, a jet nozzle 11 is made, inside which a mixer 12 is installed, for mixing the flows of the first and second circuits.

Газотурбинный двигатель содержит систему топливоподачи с топливопроводом низкого давления 13, подключенным к входу в топливный насос 14, имеющий привод 15, топливопровод высокого давления 16, вход которого соединен с топливным насосом 14, а выход соединен с кольцевым коллектором 17, кольцевой коллектор 17 соединен с форсунками 18 камеры сгорания 8.The gas turbine engine contains a fuel supply system with a low pressure fuel pipe 13 connected to the inlet of the fuel pump 14 having a drive 15, a high pressure fuel pipe 16, the input of which is connected to the fuel pump 14, and the output is connected to the annular manifold 17, the annular manifold 17 is connected to the nozzles 18 combustion chambers 8.

Компрессор 7 содержит ротор компрессора 19 с внешним валом 4. На внешнем валу 4 установлено рабочее колесо турбины 10.The compressor 7 comprises a compressor rotor 19 with an external shaft 4. An impeller of the turbine 10 is mounted on the external shaft 4.

Внутренний вал 3 проходит внутри внешнего вала и установлен на опорах 20, внутренний вал 3 установлен на опорах 21. Внутренний вал 3 соединен с одной стороны с вентилятором 6, а с другой - с двигателем Стирлинга 22. К двигателю Стирлинга 22 подсоединен воздушный патрубок 23 (или несколько воздушных патрубков 23, другой конец которого выходит либо в атмосферу, либо в воздухозаборник 5, либо к первым ступеням компрессора 7, либо выходят во второй контур 2. Выхлопные патрубки 24 предназначены для выброса подогретого воздуха из двигателя Стирлинга 22 и выходят внутрь реактивного сопла 11 в полость «В».The inner shaft 3 extends inside the outer shaft and is mounted on the bearings 20, the inner shaft 3 is mounted on the bearings 21. The inner shaft 3 is connected on one side to the fan 6, and on the other to the Stirling engine 22. An air pipe 23 is connected to the Stirling 22 engine ( or several air pipes 23, the other end of which either goes into the atmosphere, or into the air intake 5, or to the first stages of the compressor 7, or goes into the second circuit 2. The exhaust pipes 24 are designed to discharge heated air from the Stirling engine 22 and exit yat inside the jet nozzle 11 into the cavity "B".

Отличительной особенностью двигателя является наличие двигателя Стирлинга 22 за турбиной 9, конкретно за рабочим колесом турбины 10.A distinctive feature of the engine is the presence of the Stirling engine 22 behind the turbine 9, specifically behind the impeller of the turbine 10.

Двигатель Стирлинга 22 состоит из двух частей: группы рабочих цилиндров 25 и группы вытеснительных цилиндров 26, которые соединены трубопроводами 27. Группу вытеснительных цилиндров 26 предпочтительно теплоизолировать от газового тракта газотурбинного двигателя ГТД. Число рабочих цилиндров 25 равно числу вытеснительных цилиндров 26. По объему вытеснительные цилиндры 26 больше, чем рабочие цилиндры 25.The Stirling engine 22 consists of two parts: a group of working cylinders 25 and a group of displacement cylinders 26, which are connected by pipelines 27. It is preferable to insulate the group of displacement cylinders 26 from the gas path of a gas turbine engine. The number of working cylinders 25 is equal to the number of displacement cylinders 26. The volume of displacement cylinders 26 is greater than the working cylinders 25.

В одном из вариантов исполнения возможно подсоединение воздушного патрубка 23 (воздушных патрубков 23) к воздухозаборнику 5 или к первым ступеням компрессора 6 посредством одного или нескольких трубопроводов 28 (фиг.2).In one embodiment, it is possible to connect the air pipe 23 (air pipes 23) to the air intake 5 or to the first stages of the compressor 6 through one or more pipelines 28 (figure 2).

Возможна установка расширительных цилиндров 26 во втором (внешнем) контуре 2 (фиг.5 и 6), в этом случае охлаждение производится воздухом второго контура, имеющим температуру около 100°С, что значительно ниже температуры за турбиной 9, точнее за ее рабочим колесом 10.It is possible to install expansion cylinders 26 in the second (external) circuit 2 (Figs. 5 and 6), in this case, cooling is performed by the air of the second circuit, having a temperature of about 100 ° C, which is much lower than the temperature behind the turbine 9, more precisely behind its impeller 10 .

На фиг.3 и 4 приведена схема одного из вариантов исполнения двигателя Стирлинга 22, который содержит группу рабочих цилиндров 25, имеющих оребрение 29. Внутри каждого рабочего цилиндра 25 установлен рабочий поршень 30, который шатуном 31 соединен с внутренним валом двигателя 3. Между рабочим цилиндром 25 и рабочим поршнем 30 образуется рабочая полсть «Г», заполненная рабочим телом, например, гелием.Figures 3 and 4 show a diagram of one embodiment of the Stirling engine 22, which contains a group of working cylinders 25 having fins 29. A working piston 30 is installed inside each working cylinder 25, which is connected by a connecting rod 31 to the internal shaft of the engine 3. Between the working cylinder 25 and a working piston 30, a working half “G” is formed, filled with a working fluid, for example, helium.

Также двигатель Стирлинга 22 содержит группу вытеснительных цилиндров 26, которые могут быть установлены в кожуха охлаждения 32 или установлены без них во втором контуре 2 двигателя (фиг.5 и 6). Между кожухом охлаждения 39 и вытеснительным цилиндром 26 образуется полость охлаждения «Д». При установке вытеснительных цилиндров 26 во втором контуре 2 кожух охлаждения 32 не нужен.Also, the Stirling engine 22 contains a group of displacement cylinders 26, which can be installed in the cooling casing 32 or installed without them in the second circuit 2 of the engine (Fig.5 and 6). Between the cooling casing 39 and the displacement cylinder 26, a cooling cavity “D” is formed. When installing the displacement cylinders 26 in the second circuit 2, the cooling casing 32 is not needed.

Внутри каждого вытеснительного цилиндра 26 в полости «Е» установлен вытеснительный поршень 33. Вытеснительный поршень 33 соединен шатуном 34 с внутренним валом двигателя 3. Трубопровод(ы) 27 соединяет(ют) полости «Г» и «Е» для перетекания рабочего тела из рабочих цилиндров 25 в вытеснительные цилиндры 26. К полости «Д» подсоединены воздушные патрубки 23, а выхлопные трубы 24 соединяют полость «Д» с внутренней полостью «В» реактивного сопла 11 (фиг.1).Inside each displacement cylinder 26, a displacement piston 33 is installed in the cavity “E”. The displacement piston 33 is connected by a connecting rod 34 to the internal shaft of the engine 3. Pipeline (s) 27 connects the cavities “G” and “E” to allow the working fluid to flow from the working fluid cylinders 25 into displacement cylinders 26. Air tubes 23 are connected to the cavity “D”, and exhaust pipes 24 connect the cavity “D” to the internal cavity “B” of the jet nozzle 11 (FIG. 1).

При работе ГТД осуществляют его запуск стартером (стартер на фиг.1...4 не показан). Потом включают привод топливного насоса 15, и топливный насос 14 подает топливо в камеру сгорания 8 к форсункам 18, где оно воспламеняется при помощи электрозапальника (на фиг.1 не показано). В результате продукты сгорания проходят через рабочее колесо турбины 10 и раскручивают его и внешний вал 4, а также ротор компрессора 18. Через 5...7 мин тепло выхлопных газов подогревает рабочие цилиндры 25 двигателя Стирлинга 22. Двигатель Стирлинга 22 приводится в действие и раскручивает вентилятор 6. Подогретое рабочее тело расширяется в расширительных цилиндрах 26. В результате двигатель запущен и готов к работе. Отключение двигателя производится в обратном порядке. Управление двигателем по режимам не отличается от управления традиционными ГТД.During the operation of the gas turbine engine, it is started by the starter (the starter in Figs. 1 ... 4 is not shown). Then, the drive of the fuel pump 15 is turned on, and the fuel pump 14 delivers the fuel to the combustion chamber 8 to the nozzles 18, where it is ignited using an electric igniter (not shown in FIG. 1). As a result, the combustion products pass through the impeller of the turbine 10 and untwist it and the external shaft 4, as well as the compressor rotor 18. After 5 ... 7 min the heat of the exhaust gases heats the working cylinders 25 of the Stirling engine 22. The Stirling engine 22 is driven and untwisted fan 6. The heated working fluid expands in the expansion cylinders 26. As a result, the engine is started and ready for operation. The engine is shut off in the reverse order. The control of the engine by modes does not differ from the control of traditional gas turbine engines.

При работе двигателя по его контурам температуры распределяются следующим образом:When the engine is running, temperatures are distributed along its contours as follows:

Т₀ - температура воздуха на входе в двигатель,T ₀ - air temperature at the inlet to the engine,

T₁ - температура воздуха во втором контуре,T ₁ - air temperature in the second circuit,

Т₂ - температура воздуха во втором контуре после вытеснительных цилиндров,T ₂ - air temperature in the second circuit after the displacement cylinders,

Т₃ - температура продуктов сгорания на выходе из камеры сгорания,T ₃ - temperature of the combustion products at the outlet of the combustion chamber,

Т₄ - температура продуктов сгорания на выходе из турбины,T ₄ - temperature of the combustion products at the outlet of the turbine,

Т₅ - температура продуктов сгорания на выходе из двигателя Стирлинга,T ₅ - the temperature of the combustion products at the exit of the Stirling engine,

Т₆ - температура смеси на выходе из реактивного сопла.T ₆ is the temperature of the mixture at the outlet of the jet nozzle.

Применение изобретения позволило:The application of the invention allowed:

1. Улучшить запуск и приемистость двигателя на переходных режимах, за счет срабатывания энергии, образующейся при сгорании углеводородного топлива одновременно на турбине и двигателе Стирлинга.1. To improve the starting and throttle response of the engine in transient conditions, due to the actuation of the energy generated during the combustion of hydrocarbon fuel simultaneously on the turbine and Stirling engine.

2. Повысить надежность двигателя за счет того, что при отказе одной энергетической системы: турбины или двигателя Стирлинга двигатель может продолжать работу, с небольшим снижением мощности или тяги, что особенно важно в авиации, чтобы осуществить аварийную посадку.2. To increase the reliability of the engine due to the fact that in the event of a failure of one energy system: turbine or Stirling engine, the engine can continue to work, with a slight decrease in power or thrust, which is especially important in aviation to make an emergency landing.

3. Повысить кпд газотурбинного двигателя за счет более рациональной компоновки двигателя, второго контура, дающего дополнительную тягу, отсутствия жесткой кинематической связи между двумя валами. Это позволило спроектировать оптимальные компрессор и турбину и двигатель Стирлинга с вентилятором..3. To increase the efficiency of the gas turbine engine due to a more rational layout of the engine, the second circuit, which gives additional traction, the absence of a rigid kinematic connection between the two shafts. This made it possible to design the optimal compressor and turbine and Stirling engine with fan.

4. Улучшить надежность силовой установки за счет уменьшения числа ступеней турбины до одной ступени и распределения большей части нагрузки на двигатель Стирлинга.4. Improve the reliability of the power plant by reducing the number of turbine stages to one stage and distributing most of the load on the Stirling engine.

5. Создать благоприятные условия для работы вентилятора и двигателя Стирлинга, согласовав их оптимальные расчетные угловые скорости вращения вентилятора. Кроме того, применение двухвальной схемы двигателя позволит развязать механически рабочее колесо и ротор турбины и компрессора с одной стороны от вентилятора и двигателя Стирлинга, работа которых при запуске и на переходных режимах значительно различается, например, по частоте вращения валов и по приемистости.5. Create favorable conditions for the operation of the fan and the Stirling engine by agreeing on their optimal calculated angular rotational speeds of the fan. In addition, the use of a two-shaft engine circuit will allow you to mechanically decouple the impeller and rotor of the turbine and compressor on the one hand from the fan and the Stirling engine, whose operation at startup and in transition modes varies significantly, for example, in terms of shaft speed and acceleration.

6. Обеспечить оптимальную работу двигателя на переходных режимах, вследствие того, что основная составляющая тяги на взлете, если двигатель используется в авиации, создается углеводородным топливом, а ядерный реактор вступает в работу на крейсерском режиме и может обеспечить нахождение самолета в воздухе до одного года непрерывно. Несмотря на плохую приемистость двигателя Стирлинга при резком изменении расхода топлива через камеру сгорания суммарная тяга двигателя будет изменяться практически мгновенно за счет реактивной составляющей. Через 5...7 мин мощности, развиваемые винтом и газогенератором, перераспределяются, например, при форсировании основную тяговую нагрузку будет нести вентилятор, имеющий хороший кпд на дозвуковых скоростях, в результате экономичность двигателя на крейсерском режиме полета значительно возрастет.6. Ensure optimal engine operation in transient conditions, due to the fact that the main component of takeoff thrust, if the engine is used in aviation, is created by hydrocarbon fuel, and the nuclear reactor enters cruising operation and can ensure the aircraft remains in the air for up to one year continuously . Despite the poor throttle response of the Stirling engine with a sharp change in fuel consumption through the combustion chamber, the total thrust of the engine will change almost instantly due to the reactive component. After 5 ... 7 min, the powers developed by the propeller and the gas generator are redistributed, for example, during forcing, the main traction load will be borne by a fan having good efficiency at subsonic speeds, as a result, the engine's efficiency during cruising flight will increase significantly.

7. Значительно уменьшить расход топлива при эксплуатации самолета. Это имеет важное значение в связи с исчерпанием ресурсов углеводородного топлива, его удорожанием и отсутствием альтернативы этому виду топлива. Применение водорода, имеющего стоимость в сотни раз большую, чем керосин, в ближайшие 100 лет бесперспективно, а использование сжиженного природного газа из-за его плохих энергетических характеристик и сложности в эксплуатации криогенной техники пока весьма ограничено. Применение ядерной энергии небезопасно.7. Significantly reduce fuel consumption during aircraft operation. This is important in connection with the exhaustion of hydrocarbon fuel resources, its cost and lack of alternatives to this type of fuel. The use of hydrogen, which is hundreds of times more expensive than kerosene, is unpromising in the next 100 years, and the use of liquefied natural gas due to its poor energy characteristics and difficulty in operating cryogenic equipment is still very limited. The use of nuclear energy is unsafe.

8. Облегчить условия работы вентилятора за счет его нежесткой связи с валом компрессора и возможности их взаимного проскальзывания и рассогласования оборотов ротора компрессора и ротора вентилятора.8. To facilitate the working conditions of the fan due to its non-rigid connection with the compressor shaft and the possibility of their mutual slippage and mismatch of the rotor speeds of the compressor rotor and the fan rotor.

9. Облегчить запуск и останов двигателя за счет применения двухвальной схемы.9. Facilitate starting and stopping the engine through the use of a two-shaft scheme.

10. Снизить стоимость двигателя за счет отказа от дорогостоящих материалов, используемых при изготовлении турбины, и решить проблему охлаждения турбины, во-первых, снизив температуру перед ней, во-вторых, направив весь охлаждающий воздух на охлаждение только одной ступени турбины, вместо 4-х...5-ти ступеней, применяемых ранее на мощных газотурбинных двигателях.10. Reduce the cost of the engine due to the rejection of expensive materials used in the manufacture of the turbine, and solve the problem of cooling the turbine, firstly, by lowering the temperature in front of it, and secondly, by directing all the cooling air to cool only one stage of the turbine, instead of 4- x ... 5 stages, previously used on powerful gas turbine engines.

11. Уменьшить эмиссию ядовитых и канцерогенных веществ в выхлопных газах за счет того, что двигатель Стирлинга обладает идеальными экологическими характеристиками.11. To reduce the emission of toxic and carcinogenic substances in exhaust gases due to the fact that the Stirling engine has ideal environmental characteristics.

Claims

1. A dual-circuit gas turbine engine comprising first and second circuits, external and internal shafts with a fan mounted on the internal shaft and a compressor mounted on the external shaft, as well as at least one turbine impeller mounted on the external shaft, and a chamber combustion between the compressor and the turbine, an air intake and a jet nozzle, characterized in that a Stirling engine mounted kinematically connected to the internal shaft is installed behind the turbine.

2. The double-circuit gas turbine engine according to claim 1, characterized in that the Stirling engine is made of two groups of cylinders: working and piston, while the working cylinders are located in the first circuit, and expansion cylinders are in the second.

3. The dual-circuit gas turbine engine according to claim 1 or 2, characterized in that the air pipes are connected to the Stirling engine.

4. The dual-circuit gas turbine engine according to claim 3, characterized in that the ends of the air pipes exit into the atmosphere.

5. The dual-circuit gas turbine engine according to claim 3, characterized in that the ends of the air pipes are connected to the air intake.

6. The dual-circuit gas turbine engine according to claim 3, characterized in that the ends of the air pipes are connected to the outlet of the first stages of the compressor.