RU2688612C1 - Многорежимный газотурбинный двигатель твердого топлива - Google Patents
Многорежимный газотурбинный двигатель твердого топлива Download PDFInfo
- Publication number
- RU2688612C1 RU2688612C1 RU2017145311A RU2017145311A RU2688612C1 RU 2688612 C1 RU2688612 C1 RU 2688612C1 RU 2017145311 A RU2017145311 A RU 2017145311A RU 2017145311 A RU2017145311 A RU 2017145311A RU 2688612 C1 RU2688612 C1 RU 2688612C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- gas
- engine
- solid
- solid fuel
- turbine
- Prior art date
Links
Images
Classifications
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
- F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
- F02C3/00—Gas-turbine plants characterised by the use of combustion products as the working fluid
- F02C3/20—Gas-turbine plants characterised by the use of combustion products as the working fluid using a special fuel, oxidant, or dilution fluid to generate the combustion products
- F02C3/26—Gas-turbine plants characterised by the use of combustion products as the working fluid using a special fuel, oxidant, or dilution fluid to generate the combustion products the fuel or oxidant being solid or pulverulent, e.g. in slurry or suspension
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
- F02K—JET-PROPULSION PLANTS
- F02K9/00—Rocket-engine plants, i.e. plants carrying both fuel and oxidant therefor; Control thereof
- F02K9/74—Rocket-engine plants, i.e. plants carrying both fuel and oxidant therefor; Control thereof combined with another jet-propulsion plant
- F02K9/78—Rocket-engine plants, i.e. plants carrying both fuel and oxidant therefor; Control thereof combined with another jet-propulsion plant with an air-breathing jet-propulsion plant
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Combustion & Propulsion (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Combustion Methods Of Internal-Combustion Engines (AREA)
Abstract
Многорежимный газотурбинный двигатель твердого топлива содержит твердотопливный заряд и корпус, образующий газовоздушный тракт двигателя. В газовоздушном тракте двигателя последовательно размещены компрессор, камера сгорания, турбина, выходное устройство. Твердотопливный заряд размещен вне газовоздушного тракта двигателя и заключен в собственный корпус, образуя газогенератор. В корпусе газогенератора сформированы две независимые форкамеры с общей стенкой в виде твердотопливного заряда. Форкамеры снабжены собственными запальными устройствами. Выход одной форкамеры пневматически сообщен по меньшей мере одним газоводом с камерой сгорания, а выход другой пневматически сообщен по меньшей мере одним газоводом с газовоздушным трактом за турбиной. Газоводы снабжены дроссельными устройствами. Изобретения обеспечивает устойчивую работу на нескольких режимах газотурбинного двигателя, работающего на твердом топливе, а также упрощает его конструкцию. 2 з.п. ф-лы, 1 ил.
Description
Изобретение относится к области авиадвигателестроения и касается устройства газотурбинного двигателя, работающего на твердом топливе.
Известен газотурбинный двигатель твердого топлива, содержащий твердотопливный заряд и корпус, образующий газовоздушный тракт двигателя, в котором последовательно размещены компрессор, камера сгорания, турбина, выходное устройство, при этом твердотопливный заряд размещен вне газовоздушного тракта двигателя и заключен в собственный корпус, образуя газогенератор (прототип: RU 173530, МПК B64D 33/02, опубл. 30.08.2017).
Недостатком известного решения является сложность настройки двигателя для поддержания устойчивого режима его работы на различных режимах. Это связано с тем, что в известном решении газотурбинный двигатель снабжен контуром реактивных двигателей с собственной системой топливопитания, реализованной на отличном от газотурбинного двигателя виде топлива, а именно твердом топливе, откуда возникает необходимость параллельного регулирования принципиально разных систем в пределах одного двигателя.
Задачей заявленного изобретения является создание многорежимного газотурбинного двигателя, работающего на твердом топливе, лишенного недостатков прототипа. Техническим результатом, достигаемым при использовании заявленного изобретения, является обеспечение нескольких устойчивых режимов работы двигателя, при одновременном упрощении его конструкции.
Указанный технический результат достигается тем, что в многорежимном газотурбинном двигателе твердого топлива содержащем твердотопливный заряд и корпус, образующий газовоздушный тракт двигателя, в котором последовательно размещены компрессор, камера сгорания, турбина, выходное устройство, при этом твердотопливный заряд размещен вне газовоздушного тракта двигателя и заключен в собственный корпус, образуя газогенератор, согласно заявленному изобретению в корпусе газогенератора сформированы две независимые форкамеры с общей стенкой в виде твердотопливного заряда, содержащего небольшое количество окислителя, способного гореть в газогенераторе без доступа воздуха с образованием газифицированных продуктов сгорания, способных гореть в воздухе в камере сгорания и имеющих давление, достаточно высокое для стабилизации скорости химической реакции в твердотопливном заряде, при этом форкамеры снабжены собственными запальными устройствами, причем выход одной форкамеры пневматически сообщен по меньшей мере одним газоводом с камерой сгорания, а выход другой пневматически сообщен по меньшей мере одним газоводом с газовоздушным трактом за турбиной, при этом газоводы снабжены дроссельными устройствами. Кроме того, корпус твердотопливного заряда выполнен охватывающим корпус двигателя за турбиной, а сам твердотопливный заряд выполнен составным, с непрогараемой стенкой между его частями.
Вынос твердотопливного заряда за пределы газовоздушного тракта двигателя с заключением его в собственный корпус, образующий газогенератор, в котором сформирована форкамера, снабженная запальным устройством, и пневматическое сообщение выхода из форкамеры с камерой сгорания по меньшей мере одним газоводом, позволит обеспечить устойчивую работу двигателя за счет следующего. Используемое твердое топливо содержит в своем составе небольшое количество окислителя, которое позволят твердотопливному заряду работать как генератору горючего газа, подаваемого по газоводам в камеру сгорания. При горении твердотопливного заряда без доступа воздуха образуются газифицированные продукты сгорания (горючий газ), способные гореть в воздухе и имеющие давление, достаточно высокое для того, чтобы стабилизировать скорость химической реакции в топливной шашке. Высокое давление горючего газа исключает обратную связь между режимом работы двигателя и режимом горения твердотопливной шашки, поскольку давление в газовоздушном тракте двигателя существенно ниже, чем давление в газогенераторе, и возмущения давления в газовоздушном тракте не передаются внутрь газогенератора. И, так как газогенератор не участвует в формировании геометрии газовоздушного тракта, то в процессе выгорания твердотопливного заряда обозначенная геометрия не изменяется. Соответственно, при необходимости увеличения массы твердотопливного заряда, например с целью повышения продолжительности полета объекта, нет необходимости внесения конструктивных изменений в элементы газовоздушного тракта двигателя, в частности, увеличивать длину вала под расширение места установки твердотопливного заряда, что, в свою очередь, может потребовать установки дополнительной опоры или увеличения толщины самого вала.
Формирование в корпусе газогенератора двух независимых форкамер с общей стенкой в виде твердотопливного заряда, а также их снабжение собственными запальными устройствами, с пневматическим сообщением выхода одной форкамеры (передней) по меньшей мере одним газоводом с камерой сгорания, а выхода другой (задней) по меньшей мере одним газоводом с проточной частью выходного устройства позволит реализовать дополнительный режим работы двигателя.
Снабжение газоводов дроссельными устройствами обеспечит постоянный расход горючего газа, при этом пропускная способность дроссельных устройств подбирается под требуемый расход.
Выполнение корпуса твердотопливного заряда охватывающим корпус двигателя с размещением его за турбиной упростит монтаж/демонтаж твердотопливного заряда, позволяя производить указанную операцию без демонтажа двигателя с объекта.
Выполнение твердотопливного заряда составным, с непрогараемой стенкой между его частями, позволит установить требуемое время поступления горючего газа в проточную часть двигателя за турбиной.
Сущность заявленного изобретения поясняется схемой продольного разреза многорежимного газотурбинного двигателя, работающего на твердом топливе.
Многорежимный газотурбинный двигатель твердого топлива содержит корпус 1, образующий газовоздушный тракт 2, в котором последовательно размещены компрессор 3, камера сгорания 4, турбина 5 и выходное устройство 6. Компрессор 3 и турбина 5 установлены на общем валу 7. За пределами газовоздушного тракта 2 размещен твердотопливный заряд 8, заключенный в собственный корпус 9, образуя газогенератор. Твердотопливный заряд 8 разделен в корпусе 9 непрогараемой стенкой 10 и оснащен независимо действующими запальными устройствами: 11 в передней части и 12 в задней части. В корпусе газогенератора сформированы две независимые форкамеры: передняя форкамера 13 газогенератора пневматически сообщена газоводом 14 с камерой сгорания 4, причем газовод 14 снабжен дроссельным устройством 15, а задняя форкамера 16 газогенератора пневматически сообщена газоводом 17 с газовоздушным трактом 2 за турбиной 5, причем газовод 17 снабжен дроссельным устройством 18. В частном случае реализации, конструкция предусматривает по два газовода 14 и 17, а собственный корпус 9 твердотопливного заряда 8 выполнен охватывающим корпус 1 двигателя и размещен за турбиной 5.
Многорежимный газотурбинный двигатель твердого топлива работает следующим образом.
Твердое топливо, содержащее в своем составе небольшое количество окислителя, горит в газогенераторе без доступа воздуха. На основном (бесфорсажном) режиме твердое топливо горит только со стороны передней форкамеры 13 пневматически сообщенной с камерой сгорания 4. Образующийся в ходе горения в передней форкамере 13 горючий газ поступает через газовод 14, снабженный дроссельным устройством 15, к камере сгорания 4. Расходная характеристика дросселя 15 с геометрической формой твердотопливного заряда 8, размещенного в собственном корпусе 9, обеспечивают требуемый расход горючего газа в камеру сгорания 4. Воздух из атмосферы, поступая в газовоздушный тракт 2 двигателя, проходит через компрессор 3, где его давление повышается. Сжатый воздух поступает в камеру сгорания 4, где он смешивается с горючим газом, поступающим по газоводу 14. Полученная газовоздушная смесь сгорает в камере сгорания 4, что приводит к повышению температуры в газовоздушном тракте 2. Далее горячий газ расширяется в турбине 5, совершая при этом работу. Мощность, создаваемая турбиной 5, через вал 7 передается на компрессор 3, приводя его в движение. После турбины 5 смесь продуктов сгорания с воздухом разгоняется в выходном устройстве 6 и создает реактивную тягу.
При необходимости повышения тяги двигателя приводится в действие запальное устройство 12 в задней части твердотопливного заряда, при этом подвод горючего газа в камеру сгорания 4 остается неизменным. Образующийся в задней форкамере 16 горючий газ поступает через газовод 17, снабженный дроссельным устройством 18, в газовоздушный тракт двигателя за турбиной. Расходная характеристика дросселя 18 с геометрической формой твердотопливного заряда 8, размещенного в собственном корпусе 9, обеспечивают требуемый расход горючего газа через газовод 17. Газовоздушная смесь, имеющая в своем составе кислород воздуха, выходя из турбины 5, поступает в канал перед выходным устройством 6, где она смешивается с горючим газом, поступающим по газоводу 17. Полученная смесь продуктов сгорания, воздуха и горючего газа сгорает перед выходным устройством 6, что приводит к дополнительному повышению температуры перед выходным устройством и увеличению реактивной тяги. После достижения фронтом пламени в заряде твердого топлива непрогараемой стенки 10 в корпусе 9 горение в задней части твердотопливного заряда 8 прекращается, и многорежимный газотурбинный двигатель переходит на бесфорсажный режим работы.
Реализация заявленного изобретения обеспечит устойчивую работу на нескольких режимах газотурбинного двигателя, работающего на твердом топливе, а также упростит его конструкцию.
Claims (3)
1. Многорежимный газотурбинный двигатель твердого топлива, содержащий твердотопливный заряд и корпус, образующий газовоздушный тракт двигателя, в котором последовательно размещены компрессор, камера сгорания, турбина, выходное устройство, при этом твердотопливный заряд размещен вне газовоздушного тракта двигателя и заключен в собственный корпус, образуя газогенератор, отличающийся тем, что в корпусе газогенератора сформированы две независимые форкамеры с общей стенкой в виде твердотопливного заряда, содержащего небольшое количество окислителя, способного гореть в газогенераторе без доступа воздуха с образованием газифицированных продуктов сгорания, способных гореть в воздухе в камере сгорания и имеющих давление, достаточно высокое для стабилизации скорости химической реакции в твердотопливном заряде, при этом форкамеры снабжены собственными запальными устройствами, причем выход одной форкамеры пневматически сообщен по меньшей мере одним газоводом с камерой сгорания, а выход другой пневматически сообщен по меньшей мере одним газоводом с газовоздушным трактом за турбиной, при этом газоводы снабжены дроссельными устройствами.
2. Многорежимный газотурбинный двигатель твердого топлива по п. 1, отличающийся тем, что корпус твердотопливного заряда выполнен охватывающим корпус двигателя за турбиной.
3. Многорежимный газотурбинный двигатель твердого топлива по п. 1, отличающийся тем, что твердотопливный заряд выполнен составным с непрогараемой стенкой между его частями.
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2017145311A RU2688612C1 (ru) | 2017-12-22 | 2017-12-22 | Многорежимный газотурбинный двигатель твердого топлива |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2017145311A RU2688612C1 (ru) | 2017-12-22 | 2017-12-22 | Многорежимный газотурбинный двигатель твердого топлива |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2688612C1 true RU2688612C1 (ru) | 2019-05-21 |
Family
ID=66636928
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2017145311A RU2688612C1 (ru) | 2017-12-22 | 2017-12-22 | Многорежимный газотурбинный двигатель твердого топлива |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU2688612C1 (ru) |
Citations (6)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US2616256A (en) * | 1946-09-16 | 1952-11-04 | Babcock & Wilcox Co | Gas turbine plant using solid ash-containing fuel |
US3271951A (en) * | 1963-10-22 | 1966-09-13 | Nettel Frederick | Gas turbines using solid fuels |
US4152890A (en) * | 1975-06-13 | 1979-05-08 | Weiland Carl W | Solid fuel internal combustion engine |
DE3441509A1 (de) * | 1984-11-14 | 1986-05-22 | Klöckner-Humboldt-Deutz AG, 5000 Köln | Verfahren und einrichtung zum anlassen einer gasturbine |
US5010728A (en) * | 1985-10-18 | 1991-04-30 | Williams International Corporation | Solid fuel turbine engine |
SU1768785A1 (ru) * | 1990-09-17 | 1992-10-15 | Ok B Temp | Cпocoб зaпуcka гaзotуpбиhhoгo дbигateля |
-
2017
- 2017-12-22 RU RU2017145311A patent/RU2688612C1/ru active
Patent Citations (6)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US2616256A (en) * | 1946-09-16 | 1952-11-04 | Babcock & Wilcox Co | Gas turbine plant using solid ash-containing fuel |
US3271951A (en) * | 1963-10-22 | 1966-09-13 | Nettel Frederick | Gas turbines using solid fuels |
US4152890A (en) * | 1975-06-13 | 1979-05-08 | Weiland Carl W | Solid fuel internal combustion engine |
DE3441509A1 (de) * | 1984-11-14 | 1986-05-22 | Klöckner-Humboldt-Deutz AG, 5000 Köln | Verfahren und einrichtung zum anlassen einer gasturbine |
US5010728A (en) * | 1985-10-18 | 1991-04-30 | Williams International Corporation | Solid fuel turbine engine |
SU1768785A1 (ru) * | 1990-09-17 | 1992-10-15 | Ok B Temp | Cпocoб зaпуcka гaзotуpбиhhoгo дbигateля |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
US4112676A (en) | Hybrid combustor with staged injection of pre-mixed fuel | |
US4356698A (en) | Staged combustor having aerodynamically separated combustion zones | |
US4240784A (en) | Three-stage liquid fuel burner | |
JP4471644B2 (ja) | ガスタービンエンジン推力を発生するための方法及び装置 | |
US3194295A (en) | Hot gas generating installation | |
US3807169A (en) | Integral precombustor/ramburner assembly | |
US3623317A (en) | Gas turbine for low heating value gas | |
KR20150083803A (ko) | 희석 가스를 가진 연속 연소 장치 | |
US20040040309A1 (en) | Gas turbine and method for operating a gas turbine | |
CN104075344A (zh) | 用低热值燃料启动和运作燃气轮机的燃料喷嘴系统和方法 | |
US3588298A (en) | Detonation wave combustion | |
CN115127123A (zh) | 径向分级燃烧室、燃气轮机发电系统和燃烧调控的方法 | |
US3541790A (en) | Hot gas generators | |
US3740948A (en) | Hot gas generator employing rotary turbine | |
RU2688612C1 (ru) | Многорежимный газотурбинный двигатель твердого топлива | |
US2828605A (en) | Method of generating combustion gases by burning a gaseous combustible mixture | |
RU2334916C1 (ru) | Газодинамический воспламенитель | |
RU2682224C1 (ru) | Газотурбинный двигатель твердого топлива | |
RU2477383C1 (ru) | Способ работы камеры ракетного двигателя малой тяги | |
JP2015129490A (ja) | 燃焼器およびガスタービン | |
EP1793170A2 (en) | Opposed flow combustor | |
Kanapathipillai et al. | Effect of distributed fuel injection on model scramjet combustor performance | |
GB718698A (en) | Improvements in or relating to apparatus for the combustion of a mixture of air and fuel which is a weak mixture of low calorific value | |
US3225589A (en) | Apparatus for testing the principles of detonation combustion | |
GB757871A (en) | Improvements in and relating to combustion chambers |