комбинированный авиационный двигатель

Формула изобретения

1. Комбинированный авиационный двигатель, содержащий двухкаскадный газотурбинный двигатель с внутренним и внешним валами и двумя каскадами компрессора, основной камерой сгорания, к которой подведен топливный трубопровод от топливного насоса, турбиной и реактивным соплом, отличающийся 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.

2. Комбинированный авиационный двигатель по п.1, отличающийся тем, что 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.

3. Комбинированный авиационный двигатель по п.1 или 2, отличающийся тем, что 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.

4. Комбинированный авиационный двигатель по п.1, отличающийся тем, что все расширительные цилиндры частично или полностью установлены внутри конического обтекателя реактивного сопла.

Описание изобретения к патенту

Изобретение относится к авиадвигателестроению.

Известен авиационный комбинированный двигатель по заявке РФ на изобретение № 2002115896, содержащий ГТД и ракетный двигатель.

Недостаток - очень большой расход топлива, потребляемый ракетным двигателем.

Известен авиационный ГТД по патенту РФ № 2211935, прототип, содержащий компрессор, камеру сгорания, турбину и реактивное сопло.

Недостаток - низкий КПД и, как следствие, большой удельный расход топлива.

Задача изобретения - значительное повышение КПД двигателя.

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.

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.

Сущность изобретения поясняется на фиг.1 3, где:

на фиг.1 приведена схема авиационного двигателя,

на фиг.2 приведена схема двигателя Стирлинга,

на фиг.3 приведен разрез А-А.

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.

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.

Отличительной особенностью комбинированного авиационного двигателя является наличие двигателя Стирлинга 24 (двигатель внешнего сгорания), установленного за турбиной 9, т.е. за ее рабочим колесом 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.

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.

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).

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.

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.

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.

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.

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.

Кроме того, КПД двигателя Стирлинга выше, чем КПД всех известных современных двигателей, следовательно, КПД предложенного комбинированного авиационного двигателя будет выше.

Надежность двигателя, имеющего две независимые топливные и силовые системы, возрастет в два раза.

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.

В результате использования утилизации тепла выхлопных газов в двигателе Стирлинга КПД авиационного двигателя возрастает примерно на 10 17%.

Применение изобретения позволило:

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.

2. Использовать дешевое низкосортное топливо в авиации.

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.

4. Согласовать работу ГТД и двигателя Стирлинга, имеющих разную инерционность, за счет применения двухкаскадного двухвального ГТД.

5. Облегчить запуск комбинированного авиационного двигателя за счет применения двухвальной схемы и запуска только второго каскада.

6. Уменьшить количество ступеней турбины, за счет того, что их функцию берет на себя в основном двигатель Стирлинга.

7. Снизить эмиссию токсичных веществ в атмосферу за счет того, что двигатель Стирлинга имеет значительно лучшие экологические показатели по сравнению с другими типами двигателей.

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.

9. Уменьшить вес авиационного двигателя, что особенно важно в авиации.

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.

11. Уменьшить стоимость перевозки пассажиров и грузов и снизить эксплуатационные затраты примерно в два раза.