ГАЗОТУРБИННЫЙ СТРУЙНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ
GAS-TURBINE JET ENGINE

Изобретение относится к машиностроению, а именно к газотурбостроению.
Известно что газотурбинные двигатели (ГТД) обладают преимуществами по сравнению с поршневыми двигателями за счет отсутствия возвратно движущихся деталей, значительно большей мощности на единицу веса, благоприятных моментных характеристик, возможностью работы на различных видах топлива независимо от октанового числа, однако проигрывают им по экономичности. Это определяется недостаточно высоким термическим коэффициентом полезного действия (к.п.д.) вследствие ограничения температуры на входе в турбину (800÷900°C) по причине недостаточной жаропрочности материала турбинных лопаток. Понижение температуры газов до допустимых пределов в известных ГТД достигается за счет подачи большого количества воздуха, в 3-6 раз превышающего требуемое для сжигания топлива при стехиометрическом соотношении (см. Р.М.Яблоник. Газотурбинные установки. - М.: Машгиз, 1959, - 408 с. [1]). На прокачку избыточного воздуха затрачивается дополнительная мощность. Повышение допустимой рабочей температуры в известных случаях достигается за счет увеличения жаропрочности лопаток, например применения термостойких покрытий на основе металлокерамики или внутреннего охлаждения лопаток. Лучшие зарубежные ГТД имеют температуру газов на входе в турбину 1500°С, с перспективой ее увеличения до 1700°C (см. А.Сударев, В.Тихоплав, Г.Шишов, В.Катенев Высокотемпературные двигатели с применением высокотемпературной керамики. // "Газотурбинные технологии" №3, 2000), однако эти значения существенно ниже температуры горения стехиометрических смесей водорода и углеводородных топлив с воздухом, равным ~2300 K (см. Е.С.Щетинков. Физика горения газов. - М.: Наука, 1965, - 740 с.). То есть потенциально имеются еще большие возможности повышения температуры рабочего тела и, следовательно, увеличения экономичности двигателя.
Известна традиционная схема газотурбинного двигателя, турбина которого имеет рабочие лопатки аэродинамического профиля. Примеры различных конструктивных исполнений ГТД содержатся, например, в [1].
Известны ГТД, имеющие вращающуюся камеру сгорания с реактивными соплами, создающими вращающий момент на валу (см. Ванеев С.М. Вихревые и струйно-реактивные расширительные турбомашины. // Вестник Сумского государственного университета №10 (94) 2006 и Патент RU №2052145, МПК F02C 3/16, Способ преобразования тепловой энергии в механическую в газотурбинном двигателе и газотурбинный двигатель (варианты). А.М.Рахмаилов). ГТД, устанавливаемые на наземные транспортные средства, имеют сравнительно небольшие мощности и, следовательно, малый расход воздуха. Диаметр рабочего колеса турбины в этом случае получается небольшим, и при наличии рабочих лопаток возрастает отрицательное влияние относительного увеличения зазоров между ротором и статором, экономичность турбины падает. Установка реактивных сопел в камере сгорания по типу известного из курса физики сегнерова колеса позволяет устранить этот недостаток.
В качестве прототипа выбран комбинированный силовой агрегат, изложенный в публикации: В.Г.Некрасов. Комбинированный силовой агрегат: АГТД+маховик. Автомобильная промышленность, 1996, №11, 1997, №1 (см. В.Г.Некрасов. Комбинированный силовой агрегат: АГТД+маховик. // Автомобильная промышленность, 1996, №11, 1997, №1 [2]). Силовой агрегат выполнен в виде струйной турбины по типу сегнерова колеса, на внешней поверхности вращающейся камеры сгорания которого установлены лопатки двухступенчатого центробежного компрессора, одновременно играющие роль элементов охлаждения камеры сгорания. Регенерация тепла осуществляется во вращающемся рекуператоре, нагреваемом выхлопными газами, через который проходит воздух, поступающий в камеру сгорания.
Недостатками указанного технического решения являются: нагрев воздуха от поверхности камеры сгорания в процессе повышения давления, что снижает степень сжатия компрессора и КПД силового агрегата в целом, трудность обеспечения достаточного теплосъема от камеры сгорания вследствие небольшого коэффициента теплоотдачи к воздуху и, кроме этого, одноступенчатая турбина не позволяет полностью расширить рабочее тело в случае дальнейшего увеличения степени сжатия компрессора.
Задачей изобретения является повышение экономичности ГТД за счет увеличения температуры рабочего тела с приближением состава топливовоздушной смеси к стехиометрическому и более полного использования термодинамического потенциала рабочего тела за счет многоступенчатого расширения в турбинных ступенях.
Поставленная задача решается в предлагаемом газотурбинном струйном двигателе, который содержит центробежный или осевой компрессор, ротор которого установлен на одном валу и жестко связан с вращающейся камерой сгорания, систему подвода жидкого топлива с форсунками (система воспламенения), размещенными в камере сгорания (КС), рубашку охлаждения КС с жидкометаллическим охлаждающим агентом и отдачей тепла к поступающему на горение воздуху в теплообменнике после последней ступени компрессора, и установленные коаксиально с КС охватывающие ее ступени расширения рабочего тела, выполненные в виде полых роторов, которые снабжены реактивными соплами, тангенциально установленными на периферии по типу сегнерова колеса. Каждый ротор установлен в подшипниках с возможностью независимого от КС вращения, но между собой вращение роторов кинематически связано посредством редуктора.
Газодинамическая схема предложенного двигателя с вращающейся КС предполагает расширение газа в соплах, движущихся с окружной скоростью, т.е. вращающий момент создается полностью за счет реактивной силы истекающих газов из тангенциально расположенных сопел. Истечение газа целесообразно организовывать со скоростью звука при критическом перепаде давления из нерасширяющихся (цилиндрических) сопел. При этом устраняются волновые потери давления, возникающие в случае сверхзвукового истечения. Известно что наибольшая экономичность ГТД достигается при высоком давлении в камере сгорания в зависимости от температуры [1]. Использование сопел со звуковым истечением не позволяет полностью расширить рабочее тело в одной ступени, требуется многоступенчатое расширение.
Последующее расширение рабочего тела на турбинных ступенях с традиционными лопатками аэродинамического профиля привело бы к малой степени парциальности колес и большим вентиляционным потерям.
Поэтому в рассматриваемом двигателе последующее расширение рабочего тела происходит в нескольких вращающихся камерах (роторах), число ступеней которых зависит от давления, создаваемого компрессором. Роторы также оснащены по периферии несколькими тангенциально расположенными соплами, создающими реактивную силу при истечении из них газа и, соответственно, вращающий момент. Суммарная площадь проходного сечения сопел каждой последующей ступени подбирается таким образом, чтобы обеспечить расчетный режим истечения из сопел предыдущей ступени. Направление вращения каждого последующего ротора противоположно направлению вращения предыдущего ротора. Вращающий момент роторов суммируется с помощью редуктора и передается на вал отбора мощности.
Во вращающейся КС и в последующих ступенях расширения происходит преобразование химической энергии топлива в механическую работу, поэтому в соответствии с законом сохранения энергии величина работы соответствует понижению энтальпии рабочего тела. Это означает, что температура газа на выходе из сопел каждой ступени будет последовательно понижаться и, учитывая возможность применения достаточно термостойких материалов, ступени, следующие за камерой сгорания, не потребуют принудительного охлаждения.
Охлаждение камеры сгорания и сопел камеры осуществляется посредством жидкометаллического теплоносителя. При этом охлаждение корпуса КС и сопел достигается гораздо проще, чем лопаток турбины в известных устройствах. Сброс тепла к воздуху происходит после последней ступени компрессора, что способствует повышению к.п.д. двигателя, поскольку в этом случае реализуется цикл с регенерацией тепла.
Указанные признаки не выявлены в других технических решениях при изучении уровня данной области техники и, следовательно, решение является новым и имеет изобретательский уровень.
На фиг.1 и фиг.2 показана конструктивная схема двигателя.
Газотурбинный струйный двигатель содержит корпус 1, центробежный (например) компрессор 2, систему подачи топлива 3 в камеру сгорания 4. Вращающаяся камера сгорания 4 и установленные коаксиально с ней охватывающие ее ступени расширения рабочего тела 5, выполненные в виде полых роторов, снабжены по периферии тангенциально установленными реактивными соплами 6. Камера сгорания связана с барабаном рабочих лопаток компрессора 2 и приводит его во вращение. Подача топлива в камеру сгорания осуществляется через форсунки 7. Каждый ротор ступеней расширения рабочего тела установлен в подшипниках 8 с возможностью независимого от камеры сгорания вращения, причем направление вращения каждого последующего ротора противоположно направлению вращения предыдущего ротора, между собой вращение роторов кинематически связано посредством редуктора 9, передающего крутящий момент на вал отбора мощности 10. Камера сгорания 4 имеет рубашку охлаждения, содержащую "горячую" 11 и "холодную" 12 полости, заполненные жидким металлом. Полости сообщаются между собой на малом радиусе рубашки охлаждения и на большом радиусе через отверстия 13. Отдача тепла к охлаждающему воздуху осуществляется на участках 14 рубашки охлаждения.
Высокое давление рабочего тела во вращающихся роторах удерживается посредством однотипных лабиринтных уплотнений.
Поставленная цель изобретения при работе газотурбинного струйного двигателя достигается следующим.
Повышение экономичности двигателя в соответствии с предлагаемым конструктивным решением обеспечивается путем увеличения температуры рабочего тела во вращающейся камере за счет сгорания топливовоздушных смесей, близких к стехиометрическому составу. Охлаждение КС осуществляется посредством жидкометаллического теплоносителя, заполняющего рубашку, охватывающую зону горения в КС. Циркуляция жидкометаллического теплоносителя происходит за счет центробежных сил в сочетании с термосифонным эффектом, проявляющимся вследствие сильной зависимости плотности жидкого металла от температуры. Передача тепла теплоносителем к входящему воздуху осуществляется после последней ступени компрессора, обеспечивая тем самым регенерацию тепла. Это повышает к.п.д. двигателя. Вращающий момент создается за счет реактивных сил при истечении газов из тангенциально установленных сопел камеры сгорания с последующим расширением рабочего тела в многоступенчатой системе роторов, которые также снабжены тангенциально установленными соплами. Последующие за КС роторы посредством редуктора передают полезную мощность потребителю. Роторы вращаются взаимозависимо посредством специально подобранных передаточных отношений пар шестерен каждой ступени таким образом, чтобы обеспечить отношение чисел оборотов ступеней, полученных в результате газодинамического расчета тракта двигателя.
Кинематическая схема двигателя может быть выполнена либо "двухвальной", когда работа вращающейся камеры сгорания расходуется лишь на привод компрессора, а работа последующих ступеней - на привод потребителей (как описано выше), либо "одновальной", когда работа камеры сгорания и всех ступеней суммируется с помощью редуктора. От выбора кинематической схемы будет зависеть вид нагрузочной характеристики, что, в свою очередь, определяется предназначением ГТД.
Пример конкретного выполнения
u
Был выполнен оценочный расчет проточного тракта газотурбинного двигателя на предполагаемую полезную мощность ≈100 кВт при использовании углеводородного топлива с теплотворной способностью H=42700 кДж/кг. Расчетный расход воздуха составил ~0,11 кг/с, температура горения топлива в стехиометрической смеси с воздухом была принята равной 2300 K. С учетом достигнутого уровня степени сжатия в одной ступени компрессора 4,5÷6 (см. Ред. Г.Ю.Степанов. Танковые силовые установки. - М.: Воениздат.1991, - 380 с) предполагается возможным получение общей степени сжатия компрессора σ=20. Диаметр окружности установки реактивных сопел в камере сгорания выбран равным 250 мм. Результаты расчета приведены в таблице.
1 ступень (кам.)
2 ступень
3 ступень
4 ступень
Температура K
2300
1935
1628
1370
Давление, ата
20
10,7
5,7
3,0
Скорость истечения, м/с
870
805,0
738,4
677,4
Мощность ступени, кВт
41,6
35,64
29,99
25,2
Площадь крит. сеч. сумм., см<sup>2</sup>
0,6781
1,1625
2,00
3,432
Диаметр одного сопла, мм
4,64
6,1
8,0
10,5
Импульс струй, H
167,3
153,2
149,8
129,2
Диаметр окружности сопел, м
0,25
0,30
0,35
0,40
Окружная скорость, м/сек
248,8
232,7
213,0
195,4
Число оборотов, 1/мин
19011
14813
11622
9330
Мощность, затрачиваемая на привод компрессора, равна 44,9 кВт. Эта величина сопоставима с мощностью, развиваемой вращающейся камерой сгорания 41,6 кВт. Поэтому целесообразно применить "двухвальную" схему двигателя с разрывом силового валопровода, с независимым приводом компрессора от камеры сгорания. Как известно [2], это способствует получению благоприятных моментных характеристик газотурбинного двигателя. Полезная мощность, передаваемая потребителю, будет равна сумме мощностей 2-4 ступеней (роторов):
пол
N=35,64+29,99+25,2=90,83 кВт.
t
Т
В расчете получены термический коэффициент полезного действия: η=0,467, удельный часовой расход топлива: g=0,258 кг/кВт час. Значения этих параметров сопоставимы с показателями для поршневых двигателей.
Таким образом, расчет показывает, что предложенное техническое решение - ГТД с вращающимися камерой сгорания и соплами - обеспечивает положительный эффект - повышение экономичности газотурбинного струйного двигателя. Вращающиеся роторы с соплами, по существу, представляют собой вращающиеся ракетные двигатели, термодинамическая эффективность которых, как известно (см. А.В.Квасников. Теория жидкостных ракетных двигателей. - Л.: Судпромгиз. 1959, 541 с. и И.И.Кулагин. Теория авиационных газотурбинных двигателей. - М.: Гос. изд-во оборонной промышленности. 1955. - 407 с), сопоставима с эффективностью поршневых двигателей.
ИСТОЧНИКИ ИНФОРМАЦИИ
1. Р.М.Яблоник. Газотурбинные установки. - М.: Машгиз, 1959, - 408 с.
2. А.Сударев, В.Тихоплав, Г.Шишов, В.Катенев Высокотемпературные двигатели с применением высокотемпературной керамики. // "Газотурбинные технологии" №3, 2000.
3. Е.С.Щетинков Физика горения газов. - М.: Наука, 1965, - 740 с.
4. Патент 200500025. МПК F02C 3/32. Способ преобразования энергии и струйный двигатель для его осуществления. Б.М.Кондрашов.
5. Ванеев С.М. Вихревые и струйно-реактивные расширительные турбомашины. // Вестник Сумского государственного университета №10 (94) 2006.
6. Патент RU №2052145, МПК G01M 9/00. Способ тепловой энергии в механическую в газотурбинном двигателе и газотурбинный двигатель (варианты). А.М.Рахмаилов.
7. В.Г.Некрасов. Комбинированный силовой агрегат: АГТД+маховик. // Автомобильная промышленность, 1996, №11, 1997, №1. - прототип.
8. Ред. Г.Ю.Степанов. Танковые силовые установки. - М.: Воениздат.1991, - 380 с.
9. А.В.Квасников. Теория жидкостных ракетных двигателей. - Л.: Судпромгиз. 1959, 541 с.
10. И.И.Кулагин. Теория авиационных газотурбинных двигателей. - М.: Гос.изд-во оборонной промышленности. 1955. - 407 с.