RU2271461C2

RU2271461C2 - Combination double-flow gas-turbine propeppeller-fan engine

Info

Publication number: RU2271461C2
Application number: RU2004104147/06A
Authority: RU
Inventors: Юрий Михайлович Агафонов (RU); Юрий Михайлович Агафонов; Николай Юрьевич Агафонов (RU); Николай Юрьевич Агафонов; Екатерина Яковлевна Аблаева (RU); Екатерина Яковлевна Аблаева; Владимир Алексеевич Брусов (RU); Владимир Алексеевич Брусов; Тать на Сергеевна Брусова (RU); Татьяна Сергеевна Брусова; Эдуард Николаевич Беломестнов (RU); Эдуард Николаевич Беломестнов; Лев Иванович Бурлаков (RU); Лев Иванович Бурлаков; Нина Петровна Великанова (RU); Нина Петровна Великанова; Фарит Кивиевич Закиев (RU); Фарит Кивиевич Закиев; Раиф Ясавеевич Кадыров (RU); Раиф Ясавеевич Кадыров
Original assignee: Юрий Михайлович Агафонов; Владимир Алексеевич Брусов; Николай Юрьевич Агафонов; Татьяна Сергеевна Брусова
Priority date: 2004-02-12
Filing date: 2004-02-12
Publication date: 2006-03-10
Also published as: RU2004104147A

Abstract

FIELD: mechanical engineering; gas-turbine engines.

SUBSTANCE: proposed combination double-flow gas-turbine propeller-fan engine contains propeller fan, high-pressure compressor, combustion chamber with ball-torus convector, two-stage active-reactive turbine connected through shaft with propeller fan and through step-up gear with high-pressure compressor, reaction nozzle, reheat unit, liquid-propellant rocket engine and air-hydrogen heat exchanger. Air-hydrogen heat exchanger installed after propeller fan serves to reduce enthalpy of air compressed by propeller fan. Part of air after air-hydrogen heat exchanger passes through screen-intake, hollow shaped posts, housing manifold of turboexpander and its hollow blades, into expansion centripetal stage of turboexpander and further into heat-mass exchange device. Liquid air in heat-mass exchange device is separated into gaseous nitrogen and liquid oxygen which is sucked out by centrifugal stage of turboexpander and is directed to empty tank of launch vehicle. Second air-hydrogen heat exchanger inscribed into passage part of first loop and serving for additional reduction of enthalpy of air of first loop is installed between middle support of engine and its high-pressure compressor. Step-up gear is installed under inner housing of second heat exchanger after middle support. Step-up hear is coupled through drive gear and planet pinions with driven gear installed on shaft of high-pressure compressor.

EFFECT: increased thrust and height of flight.

1 dwg

Description

Изобретение относится к области двигателестроения, в частности к авиационным турбореактивным винтовентиляторным двигателям. Двигатель используется в качестве силовой установки самолета-носителя - Универсальной Авиационно - Космической Транспортной Системы "Россия" горизонтального взлета с водной поверхности и посадки самолета-носителя на водную поверхность многоразового использования. После отработки летного ресурса двигатель может быть использован в газонефтеперекачивающей, водоперекачивающей, энергодобывающей отраслях народного хозяйства.The invention relates to the field of engine manufacturing, in particular to aircraft turbojet propeller-driven engines. The engine is used as the power plant of the carrier aircraft - the Universal Aviation and Space Transport System "Russia" of horizontal take-off from the water surface and landing of the carrier aircraft on the reusable water surface. After practicing the flight resource, the engine can be used in the gas and oil pumping, water pumping, energy producing sectors of the national economy.

Близким техническим решением к изобретению является двухконтурный турбореактивный двигатель, содержащий установленный на входе общий для двух контуров вентилятор и последовательно расположенные во внутреннем контуре компрессор, камеру сгорания, двухступенчатую турбину, связанную с компрессором и вентилятором посредством вала и редуктора, реактивное сопло, теплообменник, пароводяной нагреватель (регенератор пара, см. патент 1045686, МПК 7 F 02 K 3/04, 1994).A close technical solution to the invention is a dual-circuit turbojet engine containing an inlet common fan for two circuits and a compressor sequentially located in the internal circuit, a combustion chamber, a two-stage turbine connected to the compressor and fan by means of a shaft and a reducer, a jet nozzle, a heat exchanger, and a steam-water heater (steam regenerator, see patent 1045686, IPC 7 F 02 K 3/04, 1994).

Недостатками этого двигателя являются низкий эффективный КПД и малая удельная тяга.The disadvantages of this engine are low effective efficiency and low specific thrust.

Наиболее близким техническим решением (прототипом) к изобретению (см. патент России N 2209329) является двухконтурный газотурбинный вентиляторный двигатель (ДГВД), содержащий двухрядный вентилятор (ВВ), высоконапорный компрессор (ВНК), камеру сгорания с шароторовым конвектором, двухступенчатую активно-реактивную турбину, связанную валом с вентилятором и через мультипликатор с ВНК (для обеспечения совместного вращения), пароводяной нагреватель, расположенный за турбиной по оси двигателя, воздушно-водородный, азото-кислородный тепломассообменный аппарат, расположенный между первой и второй ступенями ВНК, форсажную камеру, сопло Лаваля, реактивное сопло.The closest technical solution (prototype) to the invention (see Russian patent N 2209329) is a double-circuit gas turbine fan engine (DGVD) containing a double-row fan (BB), a high-pressure compressor (BHC), a combustion chamber with a charotor convector, a two-stage active-reactive turbine connected by a shaft with a fan and through a multiplier with a VNK (to ensure joint rotation), a steam-water heater located behind the turbine along the axis of the engine, air-hydrogen, nitrogen-oxygen heat and mass transfer nny unit disposed between the first and second stages BHK afterburner Laval nozzle, a jet nozzle.

Недостатком этого двигателя является ограниченное понижение энтальпии газообразного воздуха, снижение тяги с увеличением высоты полета.The disadvantage of this engine is a limited decrease in the enthalpy of gaseous air, a decrease in traction with increasing flight altitude.

Задача изобретения - добиться значительного снижения энтальпии воздуха первого контура двигателя.The objective of the invention is to achieve a significant reduction in the enthalpy of air of the primary circuit of the engine.

Поставленная задача решается следующими конструктивными мероприятиями:The problem is solved by the following constructive measures:

- за винтовентилятором установлен воздушно-водородный торовый теплообменник, являющийся одновременно передней опорой двигателя, служащий для понижения энтальпии воздуха, сжимаемого винтовентилятором, с последующим перепуском части его в турбодетандер, установленный за воздушно-водородным торовым теплообменником, перед средней опорой двигателя;- an air-hydrogen torus heat exchanger is installed behind the fan heater, which is also the front engine mount, which serves to reduce the enthalpy of air compressed by the fan heater, with the subsequent transfer of part of it to the turboexpander installed behind the air-hydrogen torus heat exchanger, in front of the middle engine mount;

- между средней опорой и высоконапорным компрессором (ВНК) установлен второй воздушно-водородный торовый теплообменник, вписанный в проточную часть первого контура двигателя и служащий для дополнительного понижения энтальпии воздуха первого контура;- a second air-hydrogen torus heat exchanger is installed between the middle support and the high-pressure compressor (BHC), inscribed in the flow part of the primary circuit of the engine and used to further reduce the air enthalpy of the primary circuit;

- между средней опорой и высоконапорным компрессором под внутренним корпусом второго воздушно-водородного теплообменника установлен мультипликатор, связанный через ведущую шестерню и сателлиты с ведомой шестерней, установленной на валу высоконапорного компрессора.- between the middle support and the high-pressure compressor, under the inner case of the second air-hydrogen heat exchanger, a multiplier is installed, connected through the pinion gear and satellites to the driven gear mounted on the shaft of the high-pressure compressor.

На чертеже изображен продольный разрез предлагаемого двигателя.The drawing shows a longitudinal section of the proposed engine.

Двухконтурный комбинированный газотурбинный винтовентиляторный двигатель содержит двухрядный шестнадцатилопастной винтовентилятор 1, высоконапорный компрессор ВНК 2, камеру сгорания 3, двухступенчатую активно-реактивную турбину 4, приводящую во вращение винтовентилятор и через мультипликатор 5 ВНК 2. Направляющие лопатки первой ступени турбины выполнены за одно целое с нагревателем пара (первый парогенератор), служащим одновременно корпусом камеры сгорания и который, в свою очередь, трубопроводами связан со вторым паронагревателем 33, расположенным внутри камеры сгорания жидкостно-ракетного двигателя 19, расположенного за активно-реактивной турбиной 4, по оси двигателя, под ее внутренним стекателем 34.The dual-circuit combined gas turbine fan engine contains a two-row sixteen-blade fan fan 1, a high-pressure compressor VNK 2, a combustion chamber 3, a two-stage active-reactive turbine 4, which rotates the fan heater and through a multiplier 5 VNK 2. The guide vanes of the first stage of the turbine are made in one piece with a steam heater (first steam generator), which simultaneously serves as the housing of the combustion chamber and which, in turn, is connected by pipelines to the second steam heater 33, located inside the combustion chamber of a liquid-propellant rocket engine 19, located behind the active-jet turbine 4, along the axis of the engine, under its internal runner 34.

За винтовентилятором 1 расположен воздушно-водородный теплообменник 6, являющийся одновременно корпусом передней опоры, он имеет экран-заборник 25, который полыми профилированными стойками 26 связан с коллектором воздуха 12, являющегося одновременно наружным корпусом турбодетандера 15, и связан полыми лопатками 13 с расширительной первой центростремительной ступенью 14 турбодетандера 15, за которой расположен тепломассообменный аппарат 16, связанный с отсасывающей кислородной центробежной ступенью 35, которой жидкий кислород направляется на заполнение пустых баков окислителя ракеты-носителя, установленной на фюзеляже самолета-носителя Универсальной Авиационно-Космической Транспортной Системы. Азот (газообразный) подается на охлаждение стенок активной зоны атомного реактора.Behind the fan heater 1 is an air-hydrogen heat exchanger 6, which is also the front support body, it has a screen-intake 25, which is hollow profiled posts 26 is connected to the air manifold 12, which is also the outer case of the turboexpander 15, and is connected by hollow blades 13 with an expansion first centripetal a stage 14 of the turboexpander 15, behind which a heat and mass transfer apparatus 16 is connected, connected with a suction oxygen centrifugal stage 35, by which liquid oxygen is directed to filling the empty oxidizer tanks of the launch vehicle mounted on the fuselage of the launch vehicle of the Universal Aviation and Space Transport System. Nitrogen (gaseous) is supplied to cool the walls of the core of an atomic reactor.

За средней опорой 7 двигателя установлен второй воздушно-водородный тепломассообменник 8, конструкция которого вписана в проточную часть первого контура двигателя.Behind the middle support 7 of the engine, a second air-hydrogen heat and mass exchanger 8 is installed, the design of which is inscribed in the flow part of the primary circuit of the engine.

На лопатках последней ступени высоконапорного компрессора выполнены рабочие лопатки 27 стартер-турбины, которые коллектором связаны с системой наземного стартового оборудования для запуска двигателя и с системой сжатого воздуха соседнего двигателя для повторного запуска двигателя в воздухе.The rotor blades 27 of the starter turbine are made on the blades of the last stage of the high-pressure compressor, which are connected by a collector to the ground starting equipment system to start the engine and to the compressed air system of the neighboring engine to restart the engine in air.

На двигателе предусмотрена система регулирования степени двухконтурности. Она включает в себя створки 9 и гидроцилиндры 10.The engine provides a system for regulating the bypass ratio. It includes sash 9 and hydraulic cylinders 10.

Двухступенчатая турбина выполнена активно-реактивной, у которой рабочие лопатки от корневого сечения до 70-75% длины образуют активный канал, а на остальной длине лопатки - реактивный канал, при этом рабочие и сопловые лопатки охлаждаются воздухом, отбираемым из-за высоконапорного компрессора.The two-stage turbine is made active-reactive, in which the working blades from the root section to 70-75% of the length form the active channel, and the reactive channel on the remaining length of the blade, and the working and nozzle blades are cooled by air drawn due to the high-pressure compressor.

Двигатель работает следующим образом: на старте к коллектору 32 стартер-турбины подводится горячий сжатый воздух. Стартер-турбина раскручивает ВНК через мультипликатор 5, винтовентилятор 2 и связанную с ним валом активно-реактивную турбину 4, а пусковое топливо - водород подается к форсункам 11. Двигатель выходит на малый газ.The engine operates as follows: at the start, hot compressed air is supplied to the collector 32 of the starter turbine. The starter-turbine spins the VNK through the multiplier 5, the fan-fan 2 and the active-reactive turbine 4 connected to it, and the starting fuel - hydrogen is supplied to the nozzles 11. The engine goes to a small gas.

При дальнейшей раскрутке ротора двигателя воздух, нагнетаемый винтовентилятором, обтекает воздушно-водородный теплообменник 6, и охлаждается им, часть сжатого воздуха через заборник 25 и профилированные полые стойки 26 направляется в корпус-коллектор 12 и турбодетандер 15 и далее по полым лопаткам 13 попадает в расширительную ступень 14 турбодетандера 15 и в тепломассообменный аппарат 16, где жидкий (-193°С) воздух разделяется на газообразный азот, который затем подается на охлаждение активной зоны атомного реактора, установленного на самолете-носителе, а жидкий кислород направляется на заполнение пустых баков окислителя ракеты-носителя. На номинальном режиме в конвектор 17 камеры сгорания подается пар из генератора пара 18, связанного трубопроводами 28 со вторым парогенератором 33, установленным внутри камеры сгорания жидкостно-реактивного двигателя 19. В шароторовом конвекторе 17 происходит горение газообразного водорода в смеси с паром и воздухом. Двигатель выходит на номинал. На взлете топливо подается в ЖРД 19 и к форсункам 20 форсажной камеры. С подъемом самолета-носителя на высоту открываются створки 9, и воздух из второго контура двигателя частично поступает в его первый контур, а чтобы не было голодания форсажной камеры, открываются створки 21 решетчатого заборника 22, входящего в силовую схему двигателя. Перепуском воздуха из второго контура двигателя в первый добиваются снижения темпа падения тяги двигателя с подъемом на высоту. С внутренней стороны за решетчатым заборником 22 на внешнем корпусе 23 установлены створки реверса тяги 24.With the further spinning of the engine rotor, the air pumped by the fan heater flows around and is cooled by the air-hydrogen heat exchanger 6, part of the compressed air through the intake 25 and the profiled hollow posts 26 is sent to the manifold body 12 and the turboexpander 15 and then through the hollow blades 13 get into the expansion stage 14 of the turboexpander 15 and into the heat and mass transfer apparatus 16, where the liquid (-193 ° С) air is separated into gaseous nitrogen, which is then fed to cool the active zone of the nuclear reactor installed on the airplane CITEL and the liquid oxygen is directed to the filling of empty tanks oxidant launcher. In the nominal mode, steam from the steam generator 18 is connected to the convector 17 of the combustion chamber, connected by pipelines 28 to a second steam generator 33 mounted inside the combustion chamber of the liquid-propellant engine 19. In the ball-shaped convector 17, gaseous hydrogen is burned in a mixture with steam and air. The engine reaches nominal. On take-off, fuel is supplied to the rocket engine 19 and to the nozzles 20 of the afterburner. When the carrier aircraft rises to a height, the shutters 9 open and the air from the second circuit of the engine partially enters its first circuit, and so that there is no starvation of the afterburner, the shutters 21 of the trellised intake 22 included in the engine power circuit are opened. By bypassing air from the second circuit of the engine to the first, they achieve a decrease in the rate of fall of the engine thrust with a rise to a height. On the inner side behind the trellised fence 22 on the outer casing 23, the sash reverse thrust 24.

Расширительная центростремительная ступень 14 и отсасывающая кислородная ценробежная ступень 35 турбодетандера 15 приводятся во вращение соответственно лопатками 36 и 37, использующими энергию скоростного напора воздуха первого контура двигателя.The expansion centripetal stage 14 and the suction oxygen centrifugal stage 35 of the turboexpander 15 are rotated by the blades 36 and 37, respectively, using the energy of the high-pressure air pressure of the primary engine circuit.

Claims

A dual-circuit combined gas turbine fan engine containing a fan heater, a high-pressure compressor, a combustion chamber with a charotor convector, a two-stage active-reactive turbine connected by a shaft with a fan heater and through a multiplier with a high-pressure compressor, a jet nozzle, a combustion afterburner, a liquid-rocket engine, and an air heat exchanger, characterized in that the air-hydrogen heat exchanger is installed behind the fan heater and it serves to lower enthalpies of air compressed by the fan heater, part of the air behind the air-hydrogen heat exchanger through the intake screen, hollow profiled racks, the casing - the turbo expander manifold and its hollow blades enters the expansion centripetal stage of the turbo-expander and then into the heat and mass transfer apparatus, where the liquid air is separated into gaseous nitrogen and liquid oxygen, which is directed by the centrifugal suction centrifugal stage of the turboexpander into the empty tanks of the launch vehicle, between the middle support of the engine and its high pressure A second air-hydrogen heat exchanger is additionally installed with the compressor, which is inscribed in the flow part of the primary circuit and serves to further reduce the air enthalpy of the primary circuit, and a multiplier is connected under its inner casing behind the middle support, connected via a pinion gear and satellites to a pinion mounted on the shaft high pressure compressor.