×
24.05.2019
219.017.5ee0

Результат интеллектуальной деятельности: МНОГОРЕЖИМНЫЙ ГАЗОТУРБИННЫЙ ДВИГАТЕЛЬ ТВЕРДОГО ТОПЛИВА

Вид РИД

Изобретение

Аннотация: 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.

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.

Источник поступления информации: Роспатент

Showing 61-70 of 110 items.
24.05.2019
№219.017.5e7b

Способ эксплуатации осесимметричного поворотного сопла турбореактивного двигателя

Изобретение относится к авиационным турбореактивным двигателям, а именно к эксплуатации осесимметричного поворотного сопла, обеспечивающего у двигателя изменения тяги по направлению. Способ эксплуатации осесимметричного поворотного сопла турбореактивного двигателя, у которого ось поворота...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002688609
Дата охранного документа: 21.05.2019
24.05.2019
№219.017.5eb2

Реверсивное устройство турбореактивного двигателя

Реверсивное устройство турбореактивного двигателя, содержащее устройство для перекрытия газового потока в корпусе двигателя, размещенного в мотогондоле самолета, содержит выхлопные каналы, установленные по направлению движения газового потока, по окружности в кольцевой полости, клапаны...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002688642
Дата охранного документа: 21.05.2019
24.05.2019
№219.017.5eca

Способ нанесения теплозащитного покрытия на лопатки турбин высоконагруженного двигателя

Изобретение относится к способу нанесения теплозащитного покрытия на лопатки турбин, работающих при высоких температурах в высоконагруженных двигателях. Наносят многослойное покрытие. В качестве сплава первого слоя жаростойкого покрытия используют сплав содержащий Ni-Co-Cr-Al-Y-Ta-W-Hf. Второй...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002688417
Дата охранного документа: 22.05.2019
13.06.2019
№219.017.80a8

Система управления турбокомпрессорной установкой

Изобретение относится к системам управления работой турбокомпрессорной установки и может быть использовано для управления процессом возникновения критических нестационарных автоколебаний компрессора нагнетателя при испытаниях преимущественно авиационных газотурбинных двигателей (ГТД) и...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002691273
Дата охранного документа: 11.06.2019
13.06.2019
№219.017.80d8

Регулируемый входной направляющий аппарат компрессора газотурбинного двигателя

Изобретение относится к области конструирования газотурбинного двигателя (далее ГТД), а именно узлов ГТД, служащих для регулирования и управления изменениями газового потока, расположенных в части статора. В известном регулируемом ВНА компрессора ГТД, содержащем направляющие лопатки, каждая из...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002691276
Дата охранного документа: 11.06.2019
13.06.2019
№219.017.8179

Сопловый аппарат турбины низкого давления (тнд) газотурбинного двигателя (гтд) (варианты) и лопатка соплового аппарата тнд (варианты)

Группа изобретений относится к области авиадвигателестроения. Сопловый аппарат ТНД двигателя содержит сопловые блоки, смонтированные между наружным и внутренним силовыми кольцами, соединенными полыми силовыми спицами. Каждый из сопловых блоков собран из трех жестко соединенных лопаток,...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002691203
Дата охранного документа: 11.06.2019
13.06.2019
№219.017.818d

Способ охлаждения соплового аппарата турбины низкого давления (тнд) газотурбинного двигателя и сопловый аппарат тнд, охлаждаемый этим способом, способ охлаждения лопатки соплового аппарата тнд и лопатка соплового аппарата тнд, охлаждаемая этим способом

Группа изобретений относится к области авиадвигателестроения. Сопловый аппарат ТНД включает сопловый венец, образованный из сопловых блоков, собранный каждый не менее чем из трех сопловых лопаток, выполненных за одно целое с малой и большой. Сопловые блоки смонтированы между наружным и...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002691202
Дата охранного документа: 11.06.2019
20.06.2019
№219.017.8d4a

Ротор турбины высокого давления газотурбинного двигателя (варианты)

Группа изобретений относится к области авиадвигателестроения. Ротор ТВД двигателя содержит рабочее колесо ТВД, включающее диск и лопаточный венец с системой рабочих лопаток. Лопатка ТВД включает каждая хвостовик и перо с выпукло-вогнутым профилем стенок. Диск рабочего колеса выполнен в виде...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002691868
Дата охранного документа: 18.06.2019
20.06.2019
№219.017.8d57

Способ охлаждения лопатки ротора турбины низкого давления (тнд) газотурбинного двигателя и лопатка ротора тнд, охлаждаемая этим способом

Группа изобретений относится к области авиадвигателестроения. Лопатка рабочего колеса ротора ТНД включает хвостовик и перо с выпукло-вогнутым профилем. Полость лопатки выполнена на полную высоту пера лопатки Полость пера в средней наиболее теплонапряженной части, составляющей не менее трети...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002691867
Дата охранного документа: 18.06.2019
09.08.2019
№219.017.bd1d

Способ эксплуатации авиационного газотурбинного двигателя по его техническому состоянию

Изобретение относится к области диагностирования технического состояния авиационных газотурбинных двигателей с учетом конкретных условий эксплуатации. Техническим результатом, достигаемым при использовании заявленного способа, является более полное использование потенциальных возможностей...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002696523
Дата охранного документа: 02.08.2019
Showing 11-11 of 11 items.
16.05.2023
№223.018.620f

Комбинированное пульсирующее выходное устройство турбореактивного двухконтурного двигателя

Изобретение относится к области двигателестроения и может быть использовано для создания реактивной тяги на летательных аппаратах, так и на стационарных энергетических установках. Комбинированное пульсирующее выходное устройство турбореактивного двухконтурного газотурбинного двигателя с...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002780910
Дата охранного документа: 04.10.2022
+ добавить свой РИД