RU2553052C1 - Водородный воздушно-реактивный двигатель - Google Patents
Водородный воздушно-реактивный двигатель Download PDFInfo
- Publication number
- RU2553052C1 RU2553052C1 RU2014103072/06A RU2014103072A RU2553052C1 RU 2553052 C1 RU2553052 C1 RU 2553052C1 RU 2014103072/06 A RU2014103072/06 A RU 2014103072/06A RU 2014103072 A RU2014103072 A RU 2014103072A RU 2553052 C1 RU2553052 C1 RU 2553052C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- turbine
- compressor
- combustion chamber
- hydrogen
- engine
- Prior art date
Links
Images
Landscapes
- Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
Abstract
Изобретение относится к газотурбинным двигателям и может быть применимо для сверхзвуковой военной авиации и гиперзвуковых самолетов. Водородный воздушно-реактивный двигатель содержит воздухозаборник, корпус, по меньшей мере, один компрессор, камеру сгорания с топливным коллектором, установленную за компрессором и соединенную с ним воздушным трактом, по меньшей мере, одну турбину и, по меньшей мере, один вал, соединяющий компрессор и турбину, реактивное сопло и систему подачи водорода к камере сгорания. Корпус камеры сгорания выполнен заодно с теплообменником кольцевой формы с входным и выходным коллекторами. Выходной коллектор соединен с топливным коллектором. Изобретение направлено на повышение энергетических возможностей газотурбинного двигателя, работающего на водороде, повышение степени сжатия компрессора, увеличение силы тяги двигателя и улучшение его удельных характеристик. 3 з.п. ф-лы, 2 ил.
Description
Изобретение относится к двигателестроению, конкретно к водородному воздушно-реактивному двигателю.
Изобретение относится к двигателестроению, конкретно к авиационным двигателям для сверхзвуковых и гиперзвуковых самолетов.
Известен водородный газотурбинный двигатель по патенту РФ на изобретение №2029118, МПК F02С 3/04, опубл. 20.05.1995 г., со вспомогательным контуром, работающим на водороде, во вспомогательный контур введен дополнительный воздушный тракт, связывающий выход из свободного компрессора со вспомогательной камерой. Водород в контуре двигателя играет роль хладагента. Для охлаждения турбины основного контура используется воздух высокого давления, который после охлаждения турбины подается в камеру сгорания промежуточного перегрева, куда поступает одновременно перешедший в газообразное состояние сжиженный воздух.
Недостаток - низкие удельные характеристики двигателя вследствие малой степени сжатия воздуха в компрессоре.
Известен водородный газотурбинный двигатель по патенту РФ на изобретение №2320889, МПК F02K 3/04, опубл. 27.03.2008 г. (прототип), который содержит вентилятор, высоконапорный скоростной компрессор, мультипликатор, пароводяной нагреватель (генератор пара), форсажную камеру, турбодетандер с тепломассообменным аппаратом. Двигатель также имеет трехступенчатую активно-реактивную турбину, у которой третья ступень радиально-осевая, проточная часть которой переходит в критическое сверхзвуковое сечение сопла Лаваля, окруженное аккумулятором пара. Высоконапорный скоростной компрессор выполнен комбинированным со степенью повышения давления, равной 60. Двигатель рассчитан на тягу не менее 150 тонн с расходом воздуха через первый контур 600 кг/с, через второй контур - 1200 кг/с, температурой газа пред турбиной 2000 K. Вентилятор имеет наружный диаметр лопастей первого ряда 4000 мм. Внутри корпуса сопла Лаваля установлены форсунки подачи атомарного водорода для дожигания несгоревшего окислителя. Диски высоконапорного скоростного компрессора выполнены комбинированными - к осевым ступеням добавлены центробежные нагнетающие. Сопло Лаваля снабжено центральным телом, через отверстия которого подается паровоздушная смесь, создающая внешнюю упругую «оболочку-подушку», что позволяет изменять площадь проходного критического сечения сопла Лаваля.
Недостатки - низкий уровень силы тяги, относительно низкие удельные параметры, например удельный расход топлива, недостаточная степень сжатия компрессора.
Низкие удельные параметры объясняются тем, что создать компрессор со степенью сжатия более 30…40 невозможно, из-за того что температура воздуха на выходе из него превысит 800°C. Кроме того, энергетического потенциала газовой турбины недостаточно для привода более мощного компрессора из-за ограничений температуры газов на выходе из турбины диапазоном 1700…1800 K в первую очередь из-за снижения ресурса рабочих лопаток газовой турбины. Рабочие лопатки газовой турбины находятся на большом диаметре, вращаются с огромными окружными скоростями, следовательно, на них действуют значительные центробежные нагрузки. Прочностные свойства материалов при увеличении температуры ухудшаются.
Задачи создания изобретения: повышение энергетических возможностей газотурбинного двигателя и улучшение его удельных характеристик.
Достигнутые технические результаты: повышение степени сжатия компрессора, увеличение силы тяги двигателя и улучшение его удельных характеристик.
Решение указанных задач достигнуто в водородном воздушно-реактивном двигателе, содержащем воздухозаборник, корпус, по меньшей мере, один компрессор, камеру сгорания с топливным коллектором, установленную за компрессором и соединенную с ним воздушным трактом, по меньшей мере, одну турбину и, по меньшей мере, один вал, соединяющий компрессор и турбину, реактивное сопло и систему подачи водорода к камере сгорания, тем, что корпус камеры сгорания выполнен заодно с теплообменником кольцевой формы с входным и выходным коллекторами, при этом выходной коллектор соединен с топливным коллектором.
Турбина, установленная непосредственно после камеры сгорания может быть выполнена охлаждаемой. Турбина может содержать охлаждаемый сопловой аппарат и охлаждаемые рабочие лопатки. Реактивное сопло может быть выполнено сверхзвуковым.
Сущность изобретения поясняется фиг. 1 и 2, где:
- на фиг. 1 приведена схема водородного газотурбинного двигателя,
- на фиг. 2 приведена схема камеры сгорания и охлаждаемой турбины.
Предложенное техническое решение (фиг. 1 и 2) содержит воздухозаборник 1, корпус 2, по меньшей мере, один компрессор 3, воздушный тракт 4, камеру сгорания 5, по меньшей мере, одну турбину 6 и реактивное сопло 7 с центральным обтекателем 8. Реактивное сопло 7 предпочтительно выполнить сверхзвуковым.
Компрессор 3 содержит статор 9 и ротор 10. Камера сгорания 5 содержит жаровую трубу 11, форсуночную головку 12, топливный коллектор 13 и форсунки 14 (фиг. 2). Турбина 6 содержит статор 15 и ротор 16. Вал 17 соединяет роторы 10 и 16 компрессора 3 и газовой турбины 6 и установлен на опорах 18 и 19. Возможно применение двух компрессоров 3 и двух турбин 6.
Водородный воздушно-реактвный двигатель (фиг. 1) содержит систему подачи топлива, имеющую бак 20, для хранения топлива, топливопровод низкого давления 21, подключенный к выходу из бака 20. К топливопроводу низкого давления 21 присоединены насос 22, топливопровод высокого давления 23, регулятор расхода 24 и отсечной клапан 25. Топливопровод высокого давления 23 соединен с теплообменником 26, который выполнен заодно с корпусом 27 камеры сгорания 5 и содержит внешнюю стенку 28, внутреннюю стенку 29, установленные концентрично и с зазором 30 между ними, входной коллектор 31 и выходной коллектор 32. К входному коллектору 31 присоединен топливопровод высокого давления 23, а к выходному коллектору 32 посредством трубопровода 33 присоединен топливный коллектор 13, сообщающийся с форсунками 14.
Камера сгорания 5 кроме жаровой трубы 11, топливного коллектора 12, форсуночной плиты 13 и форсунок 14 содержит внутренний кожух 34, между которым и жаровой трубой 11 образован внутренний канал 35, а между жаровой трубой 11 и внутренней стенкой 29 образован внешний канал 36.
Турбина 5, непосредственно установленная за камерой сгорания 5 выполнена охлаждаемой и содержит сопловой аппарат 37 с полостью 38, которая отверстиями 39 соединена с внешним каналом 36. Кроме того, турбина 6 содержит рабочие лопатки 40, установленные на диске 41. Рабочие лопатки 40 выполнены также охлаждаемыми. Полость 38 соплового аппарата 37 соединена каналами 42 с аппаратом закрутки 43, предназначенным для подачи охлаждающего воздуха к диску 41 и рабочим лопаткам 40. На жаровой трубе 11 выполнены отверстия 44.
Возможно выполнение реактивного сопла 7 сверхзвуковым. Это целесообразно для сверхзвуковых летательных аппаратов.
РАБОТА ДВИГАТЕЛЯ
При работе водородного воздушно-реактивного двигателя (фиг. 1 и 2) осуществляют его запуск путем подачи электроэнергии на стартер от внешнего источника энергии (на фиг. 1 и 2 стартер и источник энергии не показаны). Потом включают насос 22 и водород из бака 20 подается в топливный коллектор 13 и далее в теплообменник 26, где газифицируется и из выходного коллектора 32 поступает в топливный коллектор 13 и далее в форсунки 14 для сгорания.
Продукты сгорания приводят в действие ротором 16 турбины 6 и через вал 17 ротором 10 компрессора 3. Компрессор 3 обеспечивает степень сжатия до 30….40, при этом температура воздуха на его выходе может достичь 800 K.
Высокое давление после камеры сгорания 5 позволяет обеспечить перепад давления на турбине 6 и истечение продуктов сгорания из реактивного сопла 7 со сверхзвуковыми скоростями, тем самым создать большую реактивную тягу.
Вследствие большого хладоресурса водорода он охлаждает часть воздуха, идущего по внешнему каналу 36 на 200…400°C. Охлажденный воздух поступает в сопловой аппарат 37 и рабочие лопатки 40 охлаждаемой турбины 6. Это компенсирует увеличение температуры продуктов сгорания перед турбиной 6. В итоге сила тяги двигателя и его удельные характеристики значительно возрастают.
Очень высокая сила тяги при малых габаритах двигателя позволяет достичь летательным аппаратам, оборудованным таким двигателем, скоростей М=5…10 и значительно повысить высотность работы двигателя.
Регулирования силы тяги осуществляется регулятором расхода 24.
При останове воздушно-реактивного двигателя все операции осуществляются в обратной последовательности, т.е. закрывают отсечной клапан 25.
Применение изобретения позволило:
1. повысить силу тяги двигателя при его форсировании;
2. обеспечить достижение самолетами, оборудованными этими двигателями гиперзвуковых скоростей М=5…10;
3. повысить высотность двигателя за счет применения жидкого кислорода.
Claims (4)
1. Водородный воздушно-реактивный двигатель, содержащий воздухозаборник, корпус, по меньшей мере, один компрессор, камеру сгорания с топливным коллектором, установленную за компрессором и соединенную с ним воздушным трактом, по меньшей мере, одну турбину и, по меньшей мере, один вал, соединяющий компрессор и турбину, реактивное сопло и систему подачи водорода к камере сгорания, отличающийся тем, что корпус камеры сгорания выполнен заодно с теплообменником кольцевой формы с входным и выходным коллекторами, при этом выходной коллектор соединен с топливным коллектором.
2. Водородный воздушно-реактивный двигатель по п. 1, отличающийся тем, что турбина, установленная непосредственно после камеры сгорания, выполнена охлаждаемой.
3. Водородный воздушно-реактивный двигатель по п. 1, отличающийся тем, что турбина содержит охлаждаемый сопловой аппарат и охлаждаемые рабочие лопатки.
4. Водородный воздушно-реактивный двигатель по п. 1, отличающийся тем, что реактивное сопло выполнено сверхзвуковым.
.
.
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2014103072/06A RU2553052C1 (ru) | 2014-01-29 | 2014-01-29 | Водородный воздушно-реактивный двигатель |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2014103072/06A RU2553052C1 (ru) | 2014-01-29 | 2014-01-29 | Водородный воздушно-реактивный двигатель |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2553052C1 true RU2553052C1 (ru) | 2015-06-10 |
Family
ID=53295203
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2014103072/06A RU2553052C1 (ru) | 2014-01-29 | 2014-01-29 | Водородный воздушно-реактивный двигатель |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU2553052C1 (ru) |
Cited By (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
CN114348243A (zh) * | 2022-03-18 | 2022-04-15 | 四川凯德源科技有限公司 | 一种加氢式多级燃爆推进装置 |
Citations (6)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
GB2190964A (en) * | 1986-05-28 | 1987-12-02 | Messerschmitt Boelkow Blohm | Combined turbojet, ramjet, rocket propulsion unit |
FR2635826A1 (fr) * | 1988-09-01 | 1990-03-02 | Mtu Muenchen Gmbh | Procede d'alimentation en combustible d'un turbo-statoreacteur et turbo-statoreacteur pour la mise en oeuvre du procede |
FR2648517A1 (fr) * | 1989-06-14 | 1990-12-21 | Snecma | Propulseur combine turbofusee statoreacteur a rechauffe et son procede de fonctionnement |
FR2687433A1 (fr) * | 1992-02-14 | 1993-08-20 | Onera (Off Nat Aerospatiale) | Propulseur a composants inverses, a alimentation modulee. |
SU1760806A1 (ru) * | 1988-07-26 | 1995-11-10 | Уфимский авиационный институт им.Серго Орджоникидзе | Газотурбинный двигатель со вспомогательным контуром |
RU2066777C1 (ru) * | 1992-11-17 | 1996-09-20 | Шевцов Валентин Федорович | Двигатель |
-
2014
- 2014-01-29 RU RU2014103072/06A patent/RU2553052C1/ru active
Patent Citations (6)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
GB2190964A (en) * | 1986-05-28 | 1987-12-02 | Messerschmitt Boelkow Blohm | Combined turbojet, ramjet, rocket propulsion unit |
SU1760806A1 (ru) * | 1988-07-26 | 1995-11-10 | Уфимский авиационный институт им.Серго Орджоникидзе | Газотурбинный двигатель со вспомогательным контуром |
FR2635826A1 (fr) * | 1988-09-01 | 1990-03-02 | Mtu Muenchen Gmbh | Procede d'alimentation en combustible d'un turbo-statoreacteur et turbo-statoreacteur pour la mise en oeuvre du procede |
FR2648517A1 (fr) * | 1989-06-14 | 1990-12-21 | Snecma | Propulseur combine turbofusee statoreacteur a rechauffe et son procede de fonctionnement |
FR2687433A1 (fr) * | 1992-02-14 | 1993-08-20 | Onera (Off Nat Aerospatiale) | Propulseur a composants inverses, a alimentation modulee. |
RU2066777C1 (ru) * | 1992-11-17 | 1996-09-20 | Шевцов Валентин Федорович | Двигатель |
Cited By (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
CN114348243A (zh) * | 2022-03-18 | 2022-04-15 | 四川凯德源科技有限公司 | 一种加氢式多级燃爆推进装置 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
US20080229751A1 (en) | Cooling system for gas turbine engine having improved core system | |
US20150275762A1 (en) | High speed propulsion system with inlet cooling | |
RU2013126294A (ru) | Комбинированный турбопрямоточный реактивный двигатель | |
CN108757182B (zh) | 吸气式火箭发动机及高超声速飞机 | |
RU2561757C1 (ru) | Трехкомпонентный воздушно-реактивный двигатель | |
KR20190052851A (ko) | 연소기 및 이를 포함하는 가스 터빈 | |
CN106438104A (zh) | 一种富燃预燃涡扇发动机 | |
KR101954535B1 (ko) | 연소기 및 이를 포함하는 가스 터빈 | |
KR101092783B1 (ko) | 가스터빈 | |
RU2553052C1 (ru) | Водородный воздушно-реактивный двигатель | |
RU2594828C1 (ru) | Двигательная установка гиперзвукового самолета | |
JP7456082B2 (ja) | 燃焼器用ノズル、燃焼器およびこれを含むガスタービン | |
US8978387B2 (en) | Hot gas path component cooling for hybrid pulse detonation combustion systems | |
RU2591361C1 (ru) | Двигательная установка гиперзвукового самолета | |
RU2554392C1 (ru) | Водородный газотурбинный двигатель | |
RU135000U1 (ru) | Углеродно-водородный прямоточный двигатель | |
RU2561772C1 (ru) | Воздушно-реактивный двигатель | |
RU2561773C1 (ru) | Двухтопливный воздушно-реактивный двигатель | |
US11053851B2 (en) | Supplementary air injection system for gas turbines | |
RU2376483C1 (ru) | Атомный газотурбинный двигатель с форсажем | |
RU2561764C1 (ru) | Водородный газотурбинный двигатель | |
RU2593573C1 (ru) | Двигательная установка гиперзвукового самолета | |
RU2594091C1 (ru) | Двигательная установка гиперзвукового самолета | |
RU2552012C1 (ru) | Водородный газотурбинный двигатель | |
US11203972B2 (en) | Gas turbine and method of operating the same |