RU2561764C1

RU2561764C1 - Hydrogen gas turbine engine

Info

Publication number: RU2561764C1
Application number: RU2014100847/06A
Authority: RU
Inventors: Николай Борисович Болотин
Original assignee: Николай Борисович Болотин
Priority date: 2014-01-10
Filing date: 2014-01-10
Publication date: 2015-09-10

Abstract

FIELD: engines and pumps.

SUBSTANCE: hydrogen gas turbine engine contains air intake, casing, compressor with compressor rotor, having shaft, combustion chamber installed after the compressor and connected with it by air channel, gas turbine and reactive nozzle. Between the compressor and the combustion chamber inside the air channel connecting the compressor and the combustion chamber, a hydrogen turbine is installed, it has input and output headers and second shaft. After the combustion chamber a heat exchanger is installed, its input is connected with the fuel line, and output - with input header of the hydrogen turbine. The output header of the hydrogen turbine is connected by the pipeline with the main combustion chamber. At the output of the gas turbine a second compressor is installed. The hydrogen turbine and the second compressor are conned by the second shaft.

EFFECT: increased compression ratio of the compressor, increased thrust force of the engine, and improved specific characteristics.

2 cl, 2 dwg

Description

Изобретение относится к двигателестроению, конкретно к авиационным двигателям для сверхзвуковых и гиперзвуковых самолетов.The invention relates to engine building, specifically to aircraft engines for supersonic and hypersonic aircraft.

Известен водородный газотурбинный двигатель по патенту РФ на изобретение №2029118, МПК F02C 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.Known hydrogen gas turbine engine according to the patent of the Russian Federation for the invention No. 2029118, IPC F02C 3/04, publ. 05/20/1995, with an auxiliary circuit operating on hydrogen, an additional air path was introduced into the auxiliary circuit, connecting the outlet from the free compressor with the auxiliary chamber. Hydrogen in the engine circuit acts as a refrigerant. To cool the turbine of the main circuit, high-pressure air is used, which, after cooling the turbine, is supplied to the intermediate overheating combustion chamber, where liquefied air enters the gaseous state at the same time.

Недостаток: низкие удельные характеристики двигателя вследствие малой степени сжатия воздуха в компрессоре.Disadvantage: low specific characteristics of the engine due to the low degree of air compression in the compressor.

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 К. 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.Known hydrogen gas turbine engine according to the patent of the Russian Federation for the invention No. 2320889, IPC F02K 3/04, publ. 03/27/2008 (prototype), which contains a fan, a high-pressure high-speed compressor, a multiplier, a steam-water heater (steam generator), an afterburner, a turboexpander with a heat and mass transfer apparatus. The engine also has a three-stage active-jet turbine, in which the third stage is radial-axial, the flow part of which passes into the critical supersonic section of the Laval nozzle, surrounded by a steam accumulator. The high-speed high-speed compressor is combined with a pressure increase of 60. The engine is designed for thrust of at least 150 tons with an air flow through the first circuit of 600 kg / s, through the second circuit - 1200 kg / s, the gas temperature in front of the turbine is 2000 K. The fan has the outer diameter of the blades of the first row is 4000 mm. Inside the housing of the Laval nozzle, atomic hydrogen injectors are installed to burn the unburned oxidizer. The disks of a high-pressure high-speed compressor are made combined - centrifugal pumps are added to the axial steps. The Laval nozzle is provided with a central body, through the openings of which a steam-air mixture is created, creating an external elastic “shell-pillow”, which allows changing the area of the critical section of the Laval nozzle through passage.

Недостатки: низкий уровень силы тяги, относительно низкие удельные параметры, например удельный расход топлива, недостаточная степень сжатия компрессора.Disadvantages: low level of traction, relatively low specific parameters, such as specific fuel consumption, insufficient compression of the compressor.

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°С. Кроме того, энергетического потенциала газовой турбины недостаточно для привода более мощного компрессора из-за ограничении температуры газов на выходе из турбины диапазоном 1700…1800 К 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.Low specific parameters are explained by the fact that it is impossible to create a compressor with a compression ratio of more than 30 ... 40 due to the fact that the air temperature at the outlet of it exceeds 800 ° C. In addition, the energy potential of a gas turbine is not enough to drive a more powerful compressor due to the limitation of the temperature of the gases at the outlet of the turbine to a range of 1700 ... 1800 K, primarily due to a decrease in the resource of working blades of a gas turbine. The working blades of a gas turbine are on a large diameter, rotate at huge peripheral speeds, therefore, they are subject to significant centrifugal loads. The strength properties of materials with increasing temperature deteriorate.

Задачи создания изобретения: повышение энергетических возможностей газотурбинного двигателя.Objectives of the invention: improving the energy capabilities of a gas turbine engine.

Достигнутые технические результаты: повышение степени сжатия компрессора, увеличение силы тяги двигателя и улучшение его удельных характеристик.Achieved technical results: increasing the compression ratio of the compressor, increasing the traction force of the engine and improving its specific characteristics.

Решение указанных задач достигнуто в водородном газотурбинном двигателе, содержащем воздухозаборник, корпус, компрессор с ротором компрессора, имеющим вал, камеру сгорания, установленную за компрессором и соединенную с ним воздушным трактом, газовую турбину и реактивное сопло, тем, что между компрессором и камерой сгорания внутри воздушного тракта, соединяющего компрессор и камеру сгорания, установлена водородная турбина, которая имеет входной и выходной коллекторы и второй вал, а за камерой сгорания установлен теплообменник, вход которого соединен с топливопроводом, а выход - с входным коллектором турбины, выходной коллектор водородной турбины соединен трубопроводом с основной камерой сгорания, на выходе из газовой турбины установлен второй компрессор, при этом водородная турбина и второй компрессор соединены вторым валом.The solution of these problems was achieved in a hydrogen gas turbine engine containing an air intake, a housing, a compressor with a compressor rotor having a shaft, a combustion chamber mounted behind the compressor and connected to it by an air path, a gas turbine and a jet nozzle, so that between the compressor and the combustion chamber inside an air path connecting the compressor and the combustion chamber, a hydrogen turbine is installed, which has an input and output manifolds and a second shaft, and a heat exchanger, a cat input, is installed behind the combustion chamber cerned is connected to the fuel line, and output - with an inlet manifold turbine outlet manifold hydrogen turbine connected through a duct to the main combustion chamber, the outlet of the gas turbine has a second compressor, wherein a hydrogen compressor and a second turbine coupled by a second shaft.

Реактивное сопло может быть выполнено сверхзвуковым.The jet nozzle can be made supersonic.

Сущность изобретения поясняется на фиг. 1…2, где:The invention is illustrated in FIG. 1 ... 2, where:

на фиг. 1 приведена схема водородного газотурбинного двигателя,in FIG. 1 shows a diagram of a hydrogen gas turbine engine,

на фиг. 2 приведена схема водородной турбины,in FIG. 2 shows a diagram of a hydrogen turbine,

Предложенное техническое решение (фиг. 1…2) содержит воздухозаборник 1, корпус 2, компрессор 3, воздушный тракт 4, основную камеру сгорания 5 теплообменник 6, второй компрессор 7, газовую турбину 8 и реактивное сопло 9. Реактивное сопло 9 предпочтительно выполнить сверхзвуковым. Компрессор 3 содержит статор 10 и ротор 11. Камера сгорания 5 содержит жаровую трубу 12 и форсунки 13. Второй компрессор 7 содержит статор 14 и ротор 15. Газовая турбина 8 содержит статор 16 и ротор 17. Вал 18 соединяет роторы 11 и 17 компрессора 3 и газовой турбины 8 и установлен на опорах 19 и 20. Внутри воздушного тракта 4 концентрично валу 18 установлена водородная турбина 21, работающая на перегретом водороде. Водородная турбина 21 имеет наружный диаметр меньше внутреннего диаметра воздушного тракта 4, чтобы его не загромождать. Кроме того, малые диаметральные габариты водородной турбины 21 уменьшают центробежные нагрузки на ее вращающиеся детали. Водородная турбина 21 содержит статор 22, ротор 23, входной и выходной коллекторы, соответственно 24 и 25 (фиг.1 и 2).The proposed technical solution (Fig. 1 ... 2) contains an air intake 1, a housing 2, a compressor 3, an air duct 4, a main combustion chamber 5, a heat exchanger 6, a second compressor 7, a gas turbine 8 and a jet nozzle 9. It is preferable to perform a jet nozzle 9 with supersonic. The compressor 3 includes a stator 10 and a rotor 11. The combustion chamber 5 contains a flame tube 12 and nozzles 13. The second compressor 7 contains a stator 14 and a rotor 15. The gas turbine 8 contains a stator 16 and a rotor 17. A shaft 18 connects the rotors 11 and 17 of the compressor 3 and a gas turbine 8 and is mounted on supports 19 and 20. Inside the air path 4, a hydrogen turbine 21 operating on superheated hydrogen is installed concentrically to the shaft 18. The hydrogen turbine 21 has an outer diameter smaller than the inner diameter of the air path 4 so as not to clutter it. In addition, the small diametrical dimensions of the hydrogen turbine 21 reduce the centrifugal load on its rotating parts. The hydrogen turbine 21 comprises a stator 22, a rotor 23, input and output collectors, respectively 24 and 25 (Figs. 1 and 2).

На фиг.2 приведена более подробно конструкция водородной турбины 21. Статор 22 содержит корпус 26 с торцовыми крышками 27 и 28, на которых размещены коллекторы 25 и 24 соответственно. На торцовых крышках 27 и 28 под коллекторами 25 и 24 выполнены отверстия 29 и 30.Figure 2 shows in more detail the design of the hydrogen turbine 21. The stator 22 includes a housing 26 with end caps 27 and 28, on which the manifolds 25 and 24 are located, respectively. On the end caps 27 and 28 under the collectors 25 and 24, holes 29 and 30 are made.

Ротор 23 содержит корпус 31 в виде полого усеченного корпуса, к которому присоединены торцовые стенки 32 и 33. К торцовой стенке 32 присоединена втулка 34, а к торцовой крышке 33 - второй вал 35. Второй вал 35 соединяет роторы 23 и 17 водородной турбины 21 и второго компрессора 8. На корпусе 26 установлены сопловые лопатки 36, а на корпусе 31 ротора 23 рабочие лопатки 37. Ротор 23 установлен на опорах 38 и 39 и уплотнен относительно статора 22 уплотнениями 40.The rotor 23 comprises a housing 31 in the form of a hollow truncated housing, to which the end walls 32 and 33 are connected. A sleeve 34 is connected to the end wall 32, and the second shaft 35 is connected to the end cover 33. The second shaft 35 connects the rotors 23 and 17 of the hydrogen turbine 21 and the second compressor 8. Nozzle blades 36 are installed on the housing 26, and rotor blades 37 are installed on the rotor housing 31. The rotor 23 is mounted on the supports 38 and 39 and sealed relative to the stator 22 by seals 40.

Водородный газотурбинный двигатель (фиг.1) содержит систему топливоподачи, имеющую бак 41 для хранения водорода, топливопровод низкого давления 42, подключенный к выходу из бака 41. К топливопроводу низкого давления 42 присоединены насос 43, регулятор расхода 44 и отсечной клапан 45. Трубопроводы перепуска 46 и 47 соединяют соответственно теплообменник 6 с входным коллектором 24 водородной турбины 21 и выходной коллектор 25 с камерой сгорания 5.The hydrogen gas turbine engine (Fig. 1) comprises a fuel supply system having a hydrogen storage tank 41, a low pressure fuel pipe 42 connected to the outlet of the tank 41. A pump 43, a flow controller 44, and a shutoff valve 45 are connected to the low pressure fuel pipe 42. Bypass pipelines 46 and 47 respectively connect the heat exchanger 6 with the input manifold 24 of the hydrogen turbine 21 and the output manifold 25 with the combustion chamber 5.

Возможно выполнение реактивного сопла 9 сверхзвуковым.Possible execution of the jet nozzle 9 supersonic.

РАБОТА ДВИГАТЕЛЯENGINE OPERATION

При работе водородного газотурбинного двигателя 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 43 и водород из бака 41 подается в теплообменник 6, потом по трубопроводу перепуска 46 во входной коллектор 24 водородной турбины 21, потом из выходного коллектора 25 по трубопроводу перепуска 47 в форсунки 13 камеры сгорания 5, где воспламеняется при помощи электрозапальника (на фиг.1 и 2 электрозапальник не показан). Ротор 23 водородной турбины 21 раскручивается и раскручивает через вал 18 ротор 15 второго компрессора 7. Компрессор 3 обеспечивает степень сжатия до 30…40, при этом температура воздуха на его выходе может достичь 800 К. При сгорании топлива в камере сгорания 5 температура выхлопных газов повышается до 1800…2000°С. В теплообменнике 8 продукты сгорания охлаждаются до 300 К. Это технически осуществимо из-за высокой теплоемкости водорода и его хороших показателей теплоотдачи. Второй компрессор 7 дополнительно сжимает поток выхлопных газов, создает перед газовой турбиной 8 высокое давление, что обеспечивает ее эффективную работу.When the hydrogen gas turbine engine is running, it is started by supplying electricity to the starter from an external energy source (in Figs. 1 and 2, the starter and the energy source are not shown). Then they turn on the pump 43 and hydrogen from the tank 41 is supplied to the heat exchanger 6, then through the bypass pipe 46 to the inlet collector 24 of the hydrogen turbine 21, then from the output manifold 25 through the bypass pipe 47 to the nozzles 13 of the combustion chamber 5, where it is ignited using an electric igniter (on Figures 1 and 2 are not shown). The rotor 23 of the hydrogen turbine 21 is untwisted and untwisted through the shaft 18 by the rotor 15 of the second compressor 7. The compressor 3 provides a compression ratio of up to 30 ... 40, while the air temperature at its outlet can reach 800 K. When the fuel burns in the combustion chamber 5, the temperature of the exhaust gases increases up to 1800 ... 2000 ° C. In the heat exchanger 8, the combustion products are cooled to 300 K. This is technically feasible due to the high heat capacity of hydrogen and its good heat transfer. The second compressor 7 additionally compresses the exhaust stream, creates a high pressure in front of the gas turbine 8, which ensures its efficient operation.

Применение теплообменника 6, как отмечалось ранее, позволит снизить температуру выхлопных газов с 1800…2000 К до температуры 300 К перед вторым компрессором 7, что позволит второму компрессору 7 обеспечить сжатие продуктов сгорания до 100…150 кгс/см², т.е. до давления, соизмеримого с давлением в современных ЖРД. Без предварительного охлаждения второй компрессор 7 был бы в принципе неработоспособен. Высокое давление перед газовой турбиной 8 позволяет обеспечить перепад давления на ней и истечение продуктов сгорания из реактивного сопла 9 со сверхзвуковыми скоростями, тем самым создать большую реактивную тягу. 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.The use of heat exchanger 6, as noted earlier, will reduce the temperature of exhaust gases from 1800 ... 2000 K to a temperature of 300 K in front of the second compressor 7, which will allow the second compressor 7 to provide compression of the combustion products to 100 ... 150 kgf / cm ² , i.e. to a pressure commensurate with the pressure in modern rocket engines. Without pre-cooling, the second compressor 7 would in principle be inoperative. The high pressure in front of the gas turbine 8 allows for a pressure drop across it and the expiration of the combustion products from the jet nozzle 9 with supersonic speeds, thereby creating a large jet thrust. Very high thrust with small engine dimensions allows aircraft equipped with such an engine to reach speeds of M = 5 ... 10 and significantly increase the altitude of the engine.

Регулирование силы тяги на бесфорсажном режиме осуществляется регулятором расхода 44.Regulation of traction in afterburner mode is carried out by the flow regulator 44.

При останове водородного газотурбинного двигателя все операции осуществляются в обратной последовательности, т.е. закрывают отсечной клапан 45.When the hydrogen gas turbine engine is stopped, all operations are carried out in the reverse order, i.e. close the shut-off valve 45.

Применение изобретения позволило:The application of the invention allowed:

1. Повысить степень сжатия компрессоров газотурбинного двигателя за счет применения двух компрессоров и турбины, работающей на водороде, и охлаждения продуктов сгорания перед вторым компрессором. Водородная турбина имеет небольшие диаметральные габариты, поэтому на ее рабочие лопатки действуют меньшие центробежные силы. Применение в качестве рабочего тела чистого водорода значительно увеличивает энергетический потенциал этого рабочего тела. Кроме того, водород может быть подогрет практически до любой температуры, которая ограничивается только прочностью рабочих лопаток водородной турбины, работающий в более легких условиях, чем рабочие лопатки газовой турбины.1. To increase the compression ratio of the compressors of the gas turbine engine through the use of two compressors and a turbine running on hydrogen, and cooling the combustion products in front of the second compressor. The hydrogen turbine has small diametrical dimensions, so less centrifugal forces act on its working blades. The use of pure hydrogen as a working fluid significantly increases the energy potential of this working fluid. In addition, hydrogen can be heated to almost any temperature, which is limited only by the strength of the working blades of a hydrogen turbine, operating under lighter conditions than the working blades of a gas turbine.

2. Обеспечить достижение самолетами, оборудованными этими двигателями гиперзвуковых скоростей М=5…10.2. Ensure that aircraft equipped with these engines achieve hypersonic speeds M = 5 ... 10.

3. Повысить высотность двигателя.3. Increase engine altitude.

4. Увеличить надежность двигателя.4. Increase engine reliability.

Claims

1. A hydrogen gas turbine engine containing an air intake, a housing, a compressor with a compressor rotor having a shaft, a combustion chamber installed behind the compressor and connected to it by an air path, a gas turbine and a jet nozzle, characterized in that between the compressor and the combustion chamber inside the air path connecting the compressor and the combustion chamber, a hydrogen turbine is installed, which has an input and output collectors and a second shaft, and a heat exchanger is installed behind the combustion chamber, the input of which is connected to the fuel oprovodom, and output - with an inlet manifold of the hydrogen turbine outlet manifold hydrogen turbine connected through a duct to the main combustion chamber, the outlet of the gas turbine has a second compressor, wherein a hydrogen compressor and a second turbine coupled by a second shaft.

2. A hydrogen gas turbine engine according to claim 1, characterized in that the jet nozzle is made supersonic.