ИННОВАЦИИ БИЗНЕСУ

Результат выполнения конструкторской разработки.

Изобретение относится к двигателестроению и может быть использовано в качестве газотурбинного двигателя (ГТД) и газотурбинной установки.

На Фиг.1 схематично показана в разрезе часть ГТД, расположенная между компрессором и турбиной; на Фиг.2 - сечение А-А Фиг.1; на Фиг.3 - часть развернутого на плоскости сечения вспомогательного ротора по радиусу r.

На Фиг.1, 2, 3 стрелками показаны направления движения рабочего тела в газовоздушном тракте; - направление вращения вспомогательного ротора, u - направление перемещения вспомогательного ротора.

Газотурбинный двигатель (Фиг.1) содержит камеру сгорания, состоящую из двадцати цилиндрических камер, последовательно пронумерованных с 1 по 10 (Фиг.2), при этом камеры с одинаковым номером расположены симметрично относительно оси двигателя. Камеры установлены равномерно по окружности на внешней окружной поверхности цилиндрического корпуса 11 камеры сгорания (Фиг.1). Каждая камера имеет по одному окну 12 (Фиг.2, 3), выполненному по всей длине камеры и совмещенному с соответствующим окном в корпусе камеры сгорания 11. Корпус камер сгорания 11 крепится фланцами к корпусу компрессора 13 (Фиг.1) и корпусу турбины 14. Внутри корпуса 11 размещен вспомогательный ротор 15 на двух опорах 16 и 17. Наружная окружная поверхность внешней стенки 18 вспомогательного ротора 15 герметично прилегает к внутренней окружной поверхности цилиндрического корпуса камер сгорания 11, а внутренняя стенка 19 вспомогательного ротора 15 герметично прилегает к корпусу компрессора 13 и к корпусу турбины 14. Герметичность прилегания указанных поверхностей обеспечивается минимальными зазорами, бесконтактными либо контактными уплотнениями в зависимости от окружных скоростей вспомогательного ротора 15. В рабочей части вспомогательного ротора 15 (Фиг.2, 3), расположенной между его внешней 18 и внутренней 19 стенками, размещены два воздушных канала 20 для подвода воздуха от компрессора 13 к камере сгорания и два выпускных канала 21 для отвода горячего газа из камеры сгорания в турбину 14. Входное окно 22 (Фиг.1) воздушного канала 20 расположено на радиальной поверхности вспомогательного ротора 15, герметично прилегающей к корпусу компрессора 13, а выходное окно 23 воздушного канала 20 расположено (Фиг.3) на наружной окружной поверхности внешней стенки 18 вспомогательного ротора 15 на участке, прилегающем к окнам камер. Выходная часть каждого воздушного канала 20, прилегающая к выходному окну 23, имеет преимущественно окружное направление для обеспечения тангенциального подвода воздуха в камеры. Входное окно 24 выпускного канала 21 расположено на наружной окружной поверхности внешней стенки 18 вспомогательного ротора 15 на участке, прилегающем к окнам камер, а выходное окно 25 (Фиг.1) выпускного канала 21 расположено на радиальной поверхности вспомогательного ротора 15, герметично прилегающей к корпусу турбины 14. Выходное окно 23 воздушного канала 20 и входное окно 24 выпускного канала 21, расположенные на наружной окружной поверхности внешней стенки 18 вспомогательного ротора 15, имеют участки одновременного совмещения с несколькими окнами камер для удаления продуктов сгорания, продувки и заполнения камер воздухом. На Фиг.3 выходное окно 23 воздушного канала 20 и входное окно 24 выпускного канала 21 одновременно совмещены с окнами камер 10, 1, 2, 3. Внутри вспомогательного ротора 15 (Фиг.2) размещены два перепускных канала 26, каждый из которых имеет впускное окно 27 и выпускное окно 28, расположенные на наружной окружной поверхности внешней стенки 18 вспомогательного ротора 15 на участке, прилегающем к окнам камер. Перепускные каналы 26 предназначены для соединения между собой в процессе вращения вспомогательного ротора 15 камер, в которых процесс сгорания топлива завершился, с камерами, заполненными воздухом. Выходные участки перепускных каналов 26, заканчивающиеся выпускными окнами 28, примыкают к внешней стенке 18 вспомогательного ротора 15 в направлении, близком к окружному (Фиг.2), для обеспечения преимущественно тангенциального подвода и вращения перепускаемого газового потока в камерах в направлении вращения воздушного потока. Ширина впускного окна 27 и выпускного окна 28 перепускного канала 26 больше расстояния между окнами соседних камер для обеспечения непрерывности течения газового потока в перепускном канале 26 и снижения пульсаций давления и скорости перепускаемого газового потока. В каждой камере на торцевых поверхностях установлены топливные форсунки 29, 30 (Фиг.1). В узле 30, содержащем топливную форсунку, размещена свеча зажигания. Вал 31, соединяющий компрессор и турбину, установлен на опорах 32, 33.

Основное преимущество заявленного газотурбинного двигателя по сравнению с прототипом заключается в более высоком значении КПД и в более высокой полноте сгорания топлива и соответственно в лучшей экономичности. Кроме этого, дополнительное сжатие воздуха в камере сгорания, увеличивающее суммарную степень повышения давления в двигателе, позволяет повысить, при соответствующем значении температуры газа перед турбиной, мощность и удельную тягу газотурбинного двигателя со сгоранием при постоянном объеме