газотурбинный двигатель

Формула изобретения

Газотурбинный двигатель, содержащий компрессор, дополнительную центробежную ступень компрессора, камеру сгорания, турбину с рабочими и сопловыми лопатками, отличающийся тем, что он снабжен плазматронами, имеющими охлажденные катоды и сопла, выход из дополнительной центробежной ступени подключен к зоне охлаждения катодов и зоне горения воздушно-плазменной дуги, а на наружную поверхность лопаток нанесено термоэмиссионное покрытие.

Описание изобретения к патенту

Изобретение относится к энергетическому машиностроению и может быть использовано в газотурбинных двигателях.

Известны конструкции газотурбинных двигателей (см. Пономарев Б. А. "Двухконтурные турбореактивные двигатели", М. 1973, Скубачевский Г.С. "Авиационные газотурбинные двигатели. Конструкция и расчет", М. 1981).

Известны конструкции плазматронов с циркониевыми и гафниевыми катодами, работающими на воздухе при перепаде давления 0,08-0,12 МПа в момент зажигания воздушно-плазменной дуги и при перепаде давления воздуха 0,2-0,25 МПа в рабочем режиме, при постоянных токах 100-315 А, напряжениях 140-260 В и обеспечивающие мощность электрической дуги до 90 кВт; при мощности электрической дуги до 30 кВт с охлаждением воздухом катода и сопла при расходе воздуха на охлаждение до 0,006 кг/с; при давлении до 0,6 МПа в камере катодного ускорения дуги (см. Райзер Ю.П."Физика газового разряда". Каталог-справочник ИЭС им.Патона "Сварочное оборудование". ч. 4,9,10. 1992).

Известно двухслойное покрытие диоксида циркония, наносимое на лопатки турбины из никелевых сплавов для защиты материала от окисления и газовой коррозии.

Связующее покрытие, наносимое первым слоем толщиной 0,08-0,1 мм, имеет ингредиенты: Ni основа, Cr 16% Al 6% Y 0,6% по массе. Второй слой покрытия толщиной 0,2-0,3 мм имеет ингредиенты: ZrO₂ основа, Y₂O₃ 8% по массе (см. Коломыцев П. Т. "Высокотемпературные защитные покрытия для никелевых сплавов").

Газотурбинные двигатели работают на керосине, дизельном топливе и природном газе. Температурное состояние лопаток турбины определяется пограничным слоем, образующимся под действием сил трения при обтекании лопаток горячими газами.

Целью изобретения являются обеспечение работы двигателя на электроэнергии и снижение теплоотдачи от газа к лопаткам турбины.

На фиг.1 показан продольный разрез газотурбинного двигателя; на фиг.2 - поперечное сечение лопатки турбины.

Газотурбинный двигатель имеет дополнительную центробежную ступень компрессора 1 (фиг. 1), на корпусе камеры сгорания установлены плазматроны с циркониевыми или гафниевыми катодами 2, работающие на воздухе при токе до 315 А, напряжении до 260 В, мощности до 90 кВт, при перепаде давления воздуха 0,2-0,25 МПа, воздушном охлаждении катодов и сопел, суммарной мощностью, обеспечивающей работу двигателя на максимальном режиме. На лопатки турбины 3 нанесено двухслойное покрытие диоксида циркония 4 (фиг.2) системы

Ni 16%Cr 6%Al 0,6%Y/ZrO₂ 8%Y₂O₃

с толщиной первого и второго слоев 0,08-0,1 мм и 0,2-0,3 мм соответственно, имеющее термоэмиссию электронов на режиме максимальной температуры. Часть воздуха отбирается из камеры сгорания, сжимается дополнительной центробежной ступенью компрессора и подается для охлаждения катодов и обеспечения горения воздушно-плазменной дуги. Струи низкотемпературной плазмы смешиваются с потоком воздуха в жаровой трубе в зоне обратных токов. Поток горячего и частично ионизированного газа обтекает лопатки турбины, положительные ионы притягиваются и тормозятся электронным слоем термоэмиссии, образуя заторможенный ионно-газовый пограничный слой 5 на поверхности лопаток, уменьшающий теплоотдачу от газа к лопаткам турбины. Газотурбинный двигатель работает на керосине и электроэнергии.