RU2372509C1

RU2372509C1 - Combined aircraft engine

Info

Publication number: RU2372509C1
Application number: RU2008119875/06A
Authority: RU
Inventors: Николай Борисович Болотин (RU); Николай Борисович Болотин
Original assignee: Николай Борисович Болотин
Priority date: 2008-05-19
Filing date: 2008-05-19
Publication date: 2009-11-10

Abstract

FIELD: engines and pumps.

SUBSTANCE: combined aircraft engine consists of two-spool gas turbine engine with external and internal shafts and two compressor spools, the main combustion chamber to which there connected is fuel pipeline from fuel pump, turbine and jet nozzle. After the turbine on internal engine shaft there installed is Stirling engine in front of which an additional combustion chamber is installed, to which an additional fuel pipeline is connected from the additional fuel pump. Stirling engine consists of at least one working cylinder installed after the additional combustion chamber streamwise, and at least one expansion cylinder installed after the working cylinder streamwise. Each expansion cylinder has a casing comprising together with that cylinder a cooling cavity; the cooling cavity inlet is connected to air intake pipe, and the cooling cavity outlet is connected to jet nozzle. All the expansion cylinders are installed partially or completely inside cone fairing of jet nozzle.

EFFECT: increasing efficiency of aircraft engine at decreasing its weight, cost and improving reliability.

4 cl, 3 dwg

Description

Изобретение относится к авиадвигателестроению.The invention relates to aircraft engine manufacturing.

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, потребляемый ракетным двигателем.The disadvantage is the very high fuel consumption consumed by the rocket engine.

Известен авиационный ГТД по патенту РФ №2211935, прототип, содержащий компрессор, камеру сгорания, турбину и реактивное сопло.Known aviation gas turbine engine according to the patent of Russian Federation No. 2211935, a prototype containing a compressor, a combustion chamber, a turbine and a jet nozzle.

Недостаток - низкий КПД и, как следствие, большой удельный расход топлива.The disadvantage is low efficiency and, as a result, a large specific fuel consumption.

Задача изобретения - значительное повышение КПД двигателя.The objective of the invention is a significant increase in engine efficiency.

Решение указанных задач достигнуто в комбинированном авиационном двигателе, содержащем двухкаскадный газотурбинный двигатель с внутренним и внешним валами и двумя каскадами компрессора, основной камерой сгорания, к которой подведен основной топливный трубопровод от основного топливного насоса, турбиной и реактивным соплом, тем, что за турбиной на внутреннем валу двигателя установлен двигатель Стирлинга, перед которым установлена дополнительная камера сгорания, к которой подведен дополнительный топливный трубопровод от дополнительного топливного насоса. Двигатель Стирлинга содержит, по меньшей мере, один рабочий цилиндр, установленный за дополнительной камерой сгорания по потоку и, по меньшей мере, один расширительный цилиндр, установленный за рабочим цилиндром по потоку. Каждый расширительный цилиндр имеет кожух, образующий с этим цилиндром охлаждающую полость, вход в охлаждающую полость соединен с воздухозаборным патрубком, а выход из охлаждающей полости соединен с реактивным соплом. Все расширительные цилиндры частично или полностью установлены внутри конического обтекателя реактивного сопла.The solution of these problems was achieved in a combined aircraft engine containing a two-stage gas turbine engine with internal and external shafts and two compressor stages, a main combustion chamber, to which the main fuel pipe is connected from the main fuel pump, a turbine and a jet nozzle, behind the turbine on the internal the engine shaft has a Stirling engine, in front of which an additional combustion chamber is installed, to which an additional fuel pipe is connected from the additional fuel pump. The Stirling engine comprises at least one working cylinder mounted downstream of the additional combustion chamber and at least one expansion cylinder mounted downstream of the working cylinder. Each expansion cylinder has a casing forming a cooling cavity with this cylinder, the entrance to the cooling cavity is connected to the air intake pipe, and the outlet from the cooling cavity is connected to the jet nozzle. All expansion cylinders are partially or completely installed inside the conical radome of the jet nozzle.

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…3, где:The invention is illustrated in figure 1 ... 3, where:

на фиг.1 приведена схема авиационного двигателя,figure 1 shows a diagram of an aircraft engine,

на фиг.2 приведена схема двигателя Стирлинга,figure 2 shows a diagram of a Stirling engine,

на фиг.3 приведен разрез А-А.figure 3 shows a section aa.

Предложенное техническое решение (фиг.1) содержит газотурбинный двигатель ГТД 1, который выполнен двухвальным, и содержит внутренний вал 2 и внешний вал 3, компрессор 4, состоящий, в свою очередь из первого и второго каскадов компрессора, соответственно 5 и 6, далее расположены основная камера сгорания 7 с форсунками 8, турбина 9, содержащая в свою очередь сопловой аппарат 10 и рабочее колесо 11. Валы 2 и 3 установлены на опорах 12. Газотурбинный двигатель 1 содержит основную систему топливоподачи с основным топливным баком 13, основным топливным трубопроводом 14, основным топливным насосом 15 и приводом основного топливного насоса 16 и далее форсунки 8 основной камеры сгорания 7. Основная система топливоподачи работает на авиационном керосине.The proposed technical solution (figure 1) contains a gas turbine engine GTE 1, which is made of a two-shaft, and contains an internal shaft 2 and an external shaft 3, a compressor 4, which, in turn, consists of the first and second stages of the compressor, respectively 5 and 6, are further located the main combustion chamber 7 with nozzles 8, a turbine 9, which in turn contains a nozzle apparatus 10 and an impeller 11. The shafts 2 and 3 are mounted on supports 12. The gas turbine engine 1 comprises a main fuel supply system with a main fuel tank 13, a main fuel pipe rovodom 14, the main fuel pump 15 and the main drive pump 16 and the fuel injector 8 further main combustion chamber 7. The primary fuel supply system operates in the aviation kerosene.

Концентрично основной камере сгорания 7 на большем диаметре размещена дополнительная камера сгорания 17 с форсунками 18. Дополнительная камера сгорания 17 имеет дополнительную топливную систему, работающую на другом более дешевом низкосортном топливе. Эта система содержит дополнительный топливный бак 19, дополнительный топливный трубопровод 20, дополнительный топливный насос 21 с дополнительным приводом 22. Дополнительный топливный трубопровод 20 соединен с форсунками 18 дополнительной камеры сгорания 17. Дополнительная камера сгорания 17 необходима для обеспечения работы двигателя Стирлинга 24, который скомпонован с ГТД 1. К дополнительной камере сгорания 17 также подведен трубопровод отбора воздуха 23, другой конец которого соединен с компрессором 4. Другой конец трубопровода отбора воздуха 23 подсоединен к компрессору 4 за одной из его промежуточных ступеней, предпочтительно после первого каскада компрессора 5. Это необходимо потому, что для работы двигателя Стирлинга нет необходимости в высоком давлении в дополнительной камере сгорания 17, т.к. КПД цикла двигателя Стирлинга не зависит от этого давления.Concentric to the main combustion chamber 7 on a larger diameter there is an additional combustion chamber 17 with nozzles 18. The additional combustion chamber 17 has an additional fuel system that runs on another cheaper low-grade fuel. This system contains an additional fuel tank 19, an additional fuel pipe 20, an additional fuel pump 21 with an additional drive 22. An additional fuel pipe 20 is connected to the nozzles 18 of the additional combustion chamber 17. An additional combustion chamber 17 is necessary to ensure the operation of the Stirling engine 24, which is arranged with GTE 1. An additional air exhaust pipe 23 is also connected to the additional combustion chamber 17, the other end of which is connected to the compressor 4. The other end of the air exhaust pipe 23 is connected to the compressor 4 for one of its intermediate steps, preferably after the first stage of the compressor 5. This is necessary because there is no need for high pressure in an additional combustion chamber 17 to operate the Stirling engine, because The efficiency of the Stirling engine cycle is independent of this pressure.

Отличительной особенностью комбинированного авиационного двигателя является наличие двигателя Стирлинга 24 (двигатель внешнего сгорания), установленного за турбиной 9, т.е. за ее рабочим колесом 10.A distinctive feature of the combined aircraft engine is the presence of the Stirling engine 24 (external combustion engine) installed behind the turbine 9, i.e. behind her impeller 10.

Двигатель Стирлинга 24 состоит из двух частей: группы рабочих цилиндров 25 и группы расширительных цилиндров 26, которые соединены трубопроводами 27. Группу расширительных цилиндров 26 предпочтительно установить вне газового тракта ГТД. К группе расширительных цилиндров 26 подсоединен трубопровод подачи охлаждающего воздуха 28. Другой конец этого трубопровода подачи охлаждающего воздуха 28 соединен с компрессором 4, предпочтительно к первому каскаду компрессора 5, чтобы обеспечить подачу относительно холодного воздуха для охлаждения расширительных цилиндров 26.The Stirling engine 24 consists of two parts: a group of working cylinders 25 and a group of expansion cylinders 26, which are connected by pipelines 27. It is preferable to install the group of expansion cylinders 26 outside the gas turbine engine path. A cooling air supply line 28 is connected to the group of expansion cylinders 26. The other end of this cooling air supply line 28 is connected to the compressor 4, preferably to the first stage of the compressor 5, in order to supply relatively cold air to cool the expansion cylinders 26.

Далее по потоку установлены внутреннее и внешнее реактивные сопла 29 и 30, соответственно. Обтекатель конической формы 31 установлен внутри внутреннего реактивного сопла 29. Реактивные сопла 29 и 30 закреплены соответственно на ребрах 32 и 33.Further downstream, internal and external jet nozzles 29 and 30 are installed, respectively. A cone-shaped cowl 31 is installed inside the internal jet nozzle 29. The jet nozzles 29 and 30 are mounted on the ribs 32 and 33, respectively.

На фиг.2 и 3 приведена схема одного из вариантов исполнения двигателя Стирлинга 24, который содержит группу рабочих цилиндров 25 и группу расширительных цилиндров 26. Рабочие цилиндры 25 имеют оребрение 34, внутри каждого из них в полости «Б» установлен рабочий поршнь 35, который шатуном 36 соединен с внутренним валом двигателя 2. Внутри расширительных цилиндров 26 установлены в полости «В» вытеснительные поршни 37. Каждый расширительный цилиндр 26 оборудован снаружи кожухом 38, образующим полость «Г» для охлаждения расширительного цилиндра 26. Вытеснительный поршень 37 соединен шатуном 39 с внутренним валом двигателя 2. Трубопровод 27 соединяет полости «Б» и «В» для перетекания рабочего тела из рабочего цилиндра 25 в расширительный цилиндр 26. К полости «Г» подсоединен трубопровод подачи охлаждающего воздуха 28, а выхлопные трубопроводы 40 соединяют полость «Г» с внутренней полостью «Д» внутреннего реактивного сопла 29 (фиг.1).Figures 2 and 3 show a diagram of one embodiment of the Stirling engine 24, which contains a group of working cylinders 25 and a group of expansion cylinders 26. The working cylinders 25 have a fin 34, inside each of them a working piston 35 is installed in the cavity "B", which connecting rod 36 is connected to the internal shaft of engine 2. Inside the expansion cylinders 26, displacement pistons 37 are installed in the cavity “B”. Each expansion cylinder 26 is equipped on the outside with a casing 38 forming a cavity “G” for cooling the expansion cylinder 26. The output piston 37 is connected by a connecting rod 39 to the internal shaft of the engine 2. A pipe 27 connects the cavities “B” and “C” for the flow of the working fluid from the working cylinder 25 to the expansion cylinder 26. The cooling air supply pipe 28 is connected to the cavity “G”, and the exhaust pipelines 40 connect the cavity "G" with the internal cavity "D" of the internal jet nozzle 29 (figure 1).

При работе при помощи стартера (на фиг.1 и 2 не показан) запускается ГТД 1, при этом включается основной привод насоса 16, основной топливный насос 15 подает основное топливо по основному топливному трубопроводу 14 в форсунки 8 основной камеры сгорания 7.When working with a starter (not shown in FIGS. 1 and 2), a gas turbine engine 1 is started, the main drive of the pump 16 is turned on, the main fuel pump 15 delivers the main fuel through the main fuel pipe 14 to the nozzles 8 of the main combustion chamber 7.

Топливо воспламеняется при помощи электрозапальника (на фиг.1…3 не показано). Выхлопные газы проходят через турбину 9. Рабочее колесо турбины 11 с внешним валом 3 газотурбинного двигателя 1 раскручиваются, т.е. ГТД 1 запускается.The fuel is ignited using an electric igniter (not shown in FIGS. 1 ... 3). The exhaust gases pass through the turbine 9. The impeller of the turbine 11 with the external shaft 3 of the gas turbine engine 1 is untwisted, i.e. TBG 1 is starting.

Двигатель Стирлинга 24 запускается значительно позже из-за его инерционности. При этом включается дополнительный привод насоса 22, дополнительный топливный насос 21 подает дополнительное топливо по дополнительному топливному трубопроводу 20 в форсунки 18 дополнительной камеры сгорания 7.The Stirling 24 engine starts much later due to its inertia. In this case, the additional drive of the pump 22 is turned on, the additional fuel pump 21 delivers additional fuel through the additional fuel pipe 20 to the nozzles 18 of the additional combustion chamber 7.

Шатуны 36 и 39 и поршни 35 и 37 двигателя Стирлинга приводятся в действие при помощи внутреннего вала 2 газотурбинного двигателя 1 от компрессора первого каскада 4, который раскручивается в режиме авторотации воздухом, проходящим через него. Механизм преобразования вращательного движения в возвратно-поступательное (этот механизм на фиг.1…3 детально не показан, но он может быть выполнен в виде коленчатого вала с шатунами) преобразует вращательное движение внутреннего вала 2 в возвратно-поступательное движение поршней 35 и 37 двигателя Стирлинга 24. Выхлопные газы нагревают через оребрение 34 рабочее тело внутри рабочих цилиндров 25. Для работы двигателя Стирлинга достаточно иметь разницу температур на двух группах цилиндров 25 и 26. Первоначально двигатель Стирлинга 24 работает принудительно и не выдает мощность, а наоборот ее потребляет. Примерно через 5…10 мин по мере прогрева рабочего тела внутри рабочих цилиндров 25 двигателя Стирлинга он выходит на расчетный режим работы. Медленный выход двигателя Стирлинга на расчетный режим работы является одним из его недостатков, но высокий КПД, надежность и хорошие экологические свойства в сочетании с ГТД, имеющим хорошие характеристики запуска, делают предложенный двигатель чрезвычайно интересным по всем показателям одновременно, т.к. позволяют частично утилизировать тепло в реактивном сопле и применить вместо четырех-пяти ступеней турбины только одну ступень.The connecting rods 36 and 39 and the pistons 35 and 37 of the Stirling engine are driven by the internal shaft 2 of the gas turbine engine 1 from the compressor of the first stage 4, which is unwound in the autorotation mode by the air passing through it. The mechanism for converting rotational motion into reciprocating (this mechanism is not shown in detail in FIGS. 1 ... 3, but it can be made in the form of a crankshaft with connecting rods) converts the rotational motion of the inner shaft 2 into the reciprocating motion of the pistons 35 and 37 of the Stirling engine 24. The exhaust gases are heated through the fins 34, the working fluid inside the working cylinders 25. For the Stirling engine to work, it is enough to have a temperature difference on the two groups of cylinders 25 and 26. Initially, the Stirling engine 24 operates at uditelno and it delivers power, but rather uses it. After about 5 ... 10 min, as the working fluid warms up inside the working cylinders 25 of the Stirling engine, it reaches the calculated operating mode. The slow exit of the Stirling engine to the calculated operating mode is one of its drawbacks, but high efficiency, reliability, and good environmental properties in combination with a gas turbine engine with good starting characteristics make the proposed engine extremely interesting in all respects at the same time, because they allow partial utilization of heat in the jet nozzle and instead of four or five stages of the turbine, only one stage can be used.

Другим преимуществом предложенного комбинированного авиационного двигателя является то, что в качестве дополнительного топлива может использоваться низкосортное дешевое топливо: солярка, мазут, природный газ и т.д., при этом экологические свойства двигателя не только не ухудшатся, а значительно улучшатся. Это объясняется тем, что основная камера сгорания имеет полноту сгорания топлива не более 0,98 из-за ее ограниченных габаритов (объема). Дополнительная камера сгорания 17 вынесена на значительно больший диаметр и не имеет существенного ограничения по длине, поэтому ее объем превышает в 4…5 раз объем основной камеры сгорания 7, поэтому полнота сгорания даже для низкосортного топлива достигает 0,995 и выше.Another advantage of the proposed combined aircraft engine is that low-grade cheap fuel can be used as additional fuel: diesel fuel, fuel oil, natural gas, etc., while the environmental properties of the engine will not only not deteriorate, but will significantly improve. This is due to the fact that the main combustion chamber has a fuel combustion completeness of not more than 0.98 due to its limited dimensions (volume). The additional combustion chamber 17 is extended to a much larger diameter and does not have a significant length limit, therefore its volume exceeds 4 ... 5 times the volume of the main combustion chamber 7, therefore, the completeness of combustion even for low-grade fuel reaches 0.995 and higher.

Кроме того, КПД двигателя Стирлинга выше, чем КПД всех известных современных двигателей, следовательно, КПД предложенного комбинированного авиационного двигателя будет выше.In addition, the efficiency of the Stirling engine is higher than the efficiency of all known modern engines, therefore, the efficiency of the proposed combined aircraft engine will be higher.

Надежность двигателя, имеющего две независимые топливные и силовые системы, возрастет в два раза.The reliability of an engine with two independent fuel and power systems will double.

Утилизация тепла при помощи теплообменников (регенерация), используемая традиционно, неэффективна, например, из-за больших габаритов теплообменников, их большого веса, загромождения газового тракта и необходимости дальнейшего преобразования тепловой энергии подогретого воздуха или пара в механическую энергию, например, при помощи паровой турбины.Heat recovery using heat exchangers (regeneration), used traditionally, is inefficient, for example, due to the large dimensions of the heat exchangers, their large weight, clutter of the gas path and the need for further conversion of the thermal energy of the heated air or steam into mechanical energy, for example, using a steam turbine .

В результате использования утилизации тепла выхлопных газов в двигателе Стирлинга КПД авиационного двигателя возрастает примерно на 10…17%.As a result of the use of heat recovery from exhaust gases in the Stirling engine, the efficiency of an aircraft engine increases by about 10 ... 17%.

Применение изобретения позволило:The application of the invention allowed:

1. Значительно повысить КПД авиационного двигателя за счет использования для получения энергии на валу нагрузки кроме ГТД двигателя Стирлинга, который утилизирует тепло, раньше сбрасываемое в реактивное сопло и в атмосферу или срабатываемое на нескольких ступенях турбины. Соответственно снизить удельный расход топлива: расход в единицу времени на 1 т тяги двигателя.1. Significantly increase the efficiency of an aircraft engine due to the use of a load other than the gas turbine engine of the Stirling engine for generating energy on the shaft; Correspondingly reduce specific fuel consumption: consumption per unit time per 1 ton of engine thrust.

2. Использовать дешевое низкосортное топливо в авиации.2. Use cheap low-grade fuel in aviation.

3. Повысить надежность двигателя за счет того, что при отказе ГТД 1 или двигателя Стирлинга 24 возможно продолжение полета и посадка самолета, оборудованного подобными двигателями.3. To increase the reliability of the engine due to the fact that in the event of a failure of the turbine engine 1 or the Stirling 24 engine, it is possible to continue the flight and land an aircraft equipped with similar engines.

4. Согласовать работу ГТД и двигателя Стирлинга, имеющих разную инерционность, за счет применения двухкаскадного двухвального ГТД.4. To coordinate the work of the gas turbine engine and the Stirling engine, which have different inertia, due to the use of a two-stage two-shaft gas turbine engine.

5. Облегчить запуск комбинированного авиационного двигателя за счет применения двухвальной схемы и запуска только второго каскада.5. Facilitate the launch of the combined aircraft engine through the use of a two-shaft scheme and start only the second stage.

6. Уменьшить количество ступеней турбины, за счет того, что их функцию берет на себя в основном двигатель Стирлинга.6. Reduce the number of stages of the turbine, due to the fact that their function is mainly assumed by the Stirling engine.

7. Снизить эмиссию токсичных веществ в атмосферу за счет того, что двигатель Стирлинга имеет значительно лучшие экологические показатели по сравнению с другими типами двигателей.7. To reduce the emission of toxic substances into the atmosphere due to the fact that the Stirling engine has significantly better environmental performance compared to other types of engines.

8. Снизить стоимость авиационного двигателя за счет уменьшения количества дорогостоящих ступеней турбины, лопатки и диски которых выполняются из жаропрочных сплавов, и упрощения схемы охлаждения турбины.8. To reduce the cost of the aircraft engine by reducing the number of expensive stages of the turbine, the blades and disks of which are made of heat-resistant alloys, and simplifying the cooling scheme of the turbine.

9. Уменьшить вес авиационного двигателя, что особенно важно в авиации.9. Reduce the weight of the aircraft engine, which is especially important in aviation.

10. Повысить надежность авиационного двигателя за счет отказа от нескольких ступеней турбины, рабочие лопатки которых являются самыми нагруженными деталями двигателя, ограничивающими его ресурс и в первую очередь влияющие на надежность двигателя, самолета и безопасность авиаперевозок.10. Improve the reliability of the aircraft engine by abandoning several stages of the turbine, the working blades of which are the most loaded parts of the engine, limiting its life and primarily affecting the reliability of the engine, aircraft and the safety of air transportation.

11. Уменьшить стоимость перевозки пассажиров и грузов и снизить эксплуатационные затраты примерно в два раза.11. To reduce the cost of transporting passengers and goods and reduce operating costs by about half.

Claims

1. Combined aircraft engine containing a two-stage gas turbine engine with internal and external shafts and two compressor stages, a main combustion chamber to which the fuel pipe is connected from the fuel pump, a turbine and a jet nozzle, characterized in that the engine is installed behind the turbine on the internal shaft of the engine Stirling, in front of which an additional combustion chamber is installed, to which an additional fuel pipe is connected from the additional fuel pump.

2. The combined aircraft engine according to claim 1, characterized in that the Stirling engine comprises at least one working cylinder mounted downstream of the additional combustion chamber and at least one expansion cylinder mounted downstream of the working cylinder.

3. The combined aircraft engine according to claim 1 or 2, characterized in that each expansion cylinder has a casing forming a cooling cavity with this cylinder, the entrance to the cooling cavity is connected to the air intake pipe, and the outlet from the cooling cavity is connected to the jet nozzle.

4. The combined aircraft engine according to claim 1, characterized in that all the expansion cylinders are partially or fully installed inside the conical radome of the jet nozzle.