Турбореактивный авиационный двигатель АМТКРД-01 (АМ-01).
Разработчик: ОКБ-300 (А.А.Микулин) Страна: СССР Постройка: 1946 г. Испытания: 1948 г.
26 февраля 1946 года за подписью И.В.Сталина вышло историческое постановление Совета Министров СССР № 472-191, в соответствии с которым на завод № 300 и лично на А.А.Микулина возлагалась ответственность за проектирование и строительство опытных турбореактивных двигателей. В экстренном порядке Микулин собрал всех руководителей подразделений завода, сообщил о выходе постановления и заявил, что все работы по созданию ТРД отныне приобрели первостепенное значение, на решение которых должна направляться вся деятельность завода. Микулин предупредил, что двигатель необходимо спроектировать, изготовить и испытать в текущем году.
Микулин коренным образом изменил структуру ОКБ. Группа нагнетателей превратилась в группу компрессоров. Ее возглавил П.Ф.Зубец, впоследствии главный конструктор ОКБ завода № 16. Группа турбокомпрессоров стала группой турбин. Во главе ее поставили В.И.Сорокина, впоследствии он стал главным конструктором ОКБ на заводе № 26. Кроме того, Микулин пригласил на завод видных конструкторов из других организаций. Была создана новая группа камер сгорания, которую возглавил М.А.Коссов, ранее работавший главным конструктором моторов малой размерности серии МГ. Для разработки узлов с шестеренчатыми передачами развернули группу редукторов. Одновременно Александр Александрович пригласил на должность заместителя главного конструктора В.Н.Доллежаля — самого крупного в то время специалиста по авиационным нагнетателям и редукторам.
Сам Александр Александрович большую часть времени проводил в разных группах ОКБ у кульманов. Он выдавал одну идею за другой: работа над компоновками была его любимым делом. К апрелю стали вырисовываться основные габаритные размеры, предварительно определились масса и параметры двигателя. Микулин доложил о прикидках в МАП (так с этого месяца стал называться руководящий орган авиапромышленности).
17 апреля 1946 года Сталин подписал постановление Совета Министров «О создании реактивного двигателя АМТКРД-01»:«1. Принять предложение главного конструктора академика Микулина А.А. о создании им мощного реактивного двигателя АМТКРД-01 со следующими данными: а). Тяга на земле — 3300 кг (±100 кг). б). Наружный диаметр — 1380 мм (±30 мм). в). Длина — 3300 мм (±100 мм). г). Удельный расход топлива — 1,2 (±0,1 кг/кгс/ч). д). Вес 1400 кг (±100 кг)…»
При проектировании АМТКРД-01 уже на раннем этапе были привлечены технологи. Микулин включил их в конструкторские бригады, для того чтобы технологическая проработка чертежей проводилась непосредственно в процессе проектирования. С тех пор чертеж выходил с двумя подписями: конструктора и технолога. Чуть позже в работу включились металлурги. Немного сложнее, но быстрее вдвое! Когда появились компоновки узлов двигателя, к отработке были привлечены экспериментаторы и испытатели. В апреле 1946 года конструкторы закончили эскизное проектирование и приступили к выпуску рабочих чертежей.
Двигатель АМТКРД-01 состоял из четырех основных узлов:-осевого восьмиступенчатого компрессора;-противоточной камеры сгорания с 22 индивидуальными форсунками;-одноступенчатой газовой турбины;-реактивного сопла с изменяемой площадью проходного сечения.Основным топливом служил авиационный керосин.
Хотя окончательный вид двигателя определился, оставалось еще немало вопросов, вызывающих сомнение. Тем не менее, Микулин, учитывая важность создания двигателя, в июне 1946 года «пробил» решение правительства о подключении московского завода № 45 к изготовлению малой серии АМТКРД-01. 21 июня заводу № 45 был передан комплект технической документации. Однако завод № 45 так и не освоил производства АМТКРД-01. Мотивируя неотработанностью конструкции двигателя и обилием поступавших изменений, завод изготовил только 5 комплектов деталей и агрегатов. Эти комплекты двигателя пришлось «доводить до ума» заводу № 300. Микулин планировал к концу года иметь 5 двигателей, но к 10 декабря с большим трудом был собран всего один.
Одной из первых проблем являлась проблема изготовления лопатки компрессора. Было известно, что немцы их штамповали. Часть таких прессов и штампов микулинцы получили. Прессы привели в порядок и стали экспериментировать. Естественно, для изготовления лопаток АМТКРД-01 немецкие штампы оказались непригодными — пришлось изготовить свои. После прессования заготовки нуждались в механической доработке. Процесс ручной шабровки — долгий и мучительный — сразу был отброшен.
Впервые в отрасли на заводе № 300 применили приспособления для механической обработки лопаток компрессора и турбины на фрезерном станке по объемному копиру.Вскоре после этого удалось наладить штамповку лопаток компрессора без припуска на механическую обработку. Метод был настолько новый, что вначале решили ввести «доводочную» шлифовку, но эта операция оказалось не только лишней, но и вредной — лопатки получали недопустимые отклонения от чертежа.
Широкое распространение в отечественной и мировой практике получили универсально-сборные приспособления (УСП). Эти устройства позволяли обходиться без дорогостоящего оборудования для установки, фиксации и укрепления деталей на станках. УСП складывались из отдельных кубиков и параллелепипедов по типу детского конструктора, т.е. являлись универсальной оснасткой. Но мало кто знает, что изобретателями этого гениального по простоте метода крепления были инженеры завода № 300: Виктор Александрович Пономарев и выпускник академии им. Н.Е.Жуковского Владимир Семенович Кузнецов.
Сложно обстояло дело с камерами сгорания. Круглые сутки работала лаборатория Кузьмина, подбирая различные конфигурации камеры. Задача заключалась в том, чтобы не только обеспечить работоспособность теплонапряженной камеры, но и создать равномерное поле температур горячих газов на выходе, где струя раскаленных газов поступала в сопловой аппарат турбины. Когда другие элементы двигателя были уже готовы, и следовало запускать в производство камеры, Александр Александрович выбрал с наиболее оптимальным полем температур газа перед турбиной. Несмотря на заклинания В.Е.Кузьмина и его сотрудников, что можно сделать еще лучше, учитывая сроки и принцип «лучшее — враг хорошего», Микулин на чертеже написал: «На сборку!»
10 декабря 1946 года акт приемки собранного АМТКРД-01 был подписан главным контролером завода Сулейманом Алескеровичем Мирзаевым и двигатель отправили на испытательную станцию завода № 300.
При монтаже на стенд к носку двигателя подвели пусковой электромотор. И тут обнаружилось, что стыковочные места на двигателе и на пусковом устройстве не соответствуют друг другу. Пришлось двигатель возвращать в сборочный цех. Ошибка конструкторов стоила четырех суток задержки. Микулин был в ярости, на виновников обрушились взыскания, а заместитель главного конструктора В.А.Доллежаль, отвечавший за этот узел, был отстранен от работы и вскоре перевелся в ЦИАМ. 15 декабря двигатель снова привезли на стенд.
19 декабря 1946 года Гершман дал команду электрикам: «Включить главный рубильник — 10 ампер на вал!» Ротор начал сначала медленно, затем все быстрее вращаться. Осмотрелись: все вроде работает нормально, стрелки приборов отошли от нулевых отметок. Остановились, еще раз осмотрелись — все было нормально. Правда вызывала сомнения система охлаждения узла подшипника задней опоры. Для контроля туда поставили термопару. Сделали еще несколько прокруток, постепенно увеличивая частоту вращения. Дошли почти до 400 об/мин, но «полезла» температура подшипника. Немного, всего на 30°С, но что будет на горячей гонке?Посоветовались с конструкторами и решили для охлаждения протянуть туда шланг промышленного воздуха. Работа заняла целый день. На 20 декабря 1946 года назначили горячий запуск.
После первого запуска двигатель разобрали, разборка показала, что все детали АМТКРД-01 не имели поломок. Проблему с гревшимся подшипником решили размещением специальной форсунки для подачи масла.
Двигатель АМТКРД-01 прошел испытания и продемонстрировал тягу 2800 кгс, не добрав немного до заявленных 3300 кгс. На следующее утро двигатель полностью разобрали. Хотя наработка была очень небольшой, но мелких дефектов оказалось достаточно.
В начале февраля 1947 года АМТКРД-01 № 1 снова установили на стенд. К этому времени двигатель оснастили воздушным турбостартером для запуска и вообще привели его к «удобоваримому» для эксплуатации виду. На этот раз все шло более буднично. Работа велась строго по программе, которая заранее была утверждена Микулиным. Были зафиксированы параметры максимального режима: тяга 3300 кгс при частоте вращения ротора 6200 об/мин, удельный расход 1,2 кг/кгс-ч.
Случилось это поздно вечером, а на следующий день Микулин уже помчался к высшему руководству, ведь другого двигателя с такой большой тягой в мире не существовало. Конечно, формально решение правительства от 17 апреля 1946 года выполнено не было. Так, двигатель не прошел 25-часовые испытания, завод не изготовил предписанных решением пяти экземпляров АМТКРД-01. Но надо учитывать, что КБ Микулина в то время продолжало разработку поршневых моторов. К этому следует добавить, что завод № 45 целиком переключился на создание двигателя ТР-1 конструкции Архипа Михайловича Люльки и для Микулина ничего не делал.
Как и ожидалось, для истребителей двигатель оказался велик и по тяге, и по габаритам, и по массе. Конструкторам «ястребков» был нужен легкий двигатель с меньшим «лбом». Зато создатели тяжелых самолетов А.Н.Туполев и C.В.Ильюшин проявили интерес, но у них еще не оказалось готовых предложений.
Летные испытания двигателя решили провести на трофейном опытном немецком бомбардировщике с обратной стреловидностью крыла Ju-287. Самолет достроли и под обозначением «EF-140» подготовили к испытаниям. В августе 1948 года на аэродроме «Теплый Стан» появился самолет EF-140 с двигателями Микулина.
10 сентября 1948 года летчик Пауль Юльге начал делать пробежки и подлеты на новом самолете «140» (другое название ЕF-140 или просто «стосороковой») с двигателями АМТКРД-01. Юльге двигатели Микулина сразу понравились: на EF-140 их было всего два, а не шесть, как на «юнкерсе» или «сто тридцать первом». Но был один нюанс. Автоматика запуска, как мы ее теперь представляем, у АМТКРД-01 отсутствовала. Летчик при запуске фактически вручную дозировал подачу топлива. Юльге так и не сумел научиться уверенно запускать двигатель. Микулин принял решение ввести в состав экипажа (из четырех человек) ведущего инженера завода № 300 по летным испытаниям.
30 сентября 1948 года самолет «140» с двумя двигателями АМТКРД-01 совершил первый вылет.
В феврале 1948 года были начаты работы по проектированию турбореактивного двигателя АМРД-02. У него была та же схема, но компрессор был девятиступенчатый. В марте 1949 года он успешно прошел государственные испытания.
Работа над первыми двумя ТРД очень много дала Микулину и его ОКБ.
В этот период за рубежом начали появляться двигатели с тягой около 5000 кгс. В СССР возникли проекты самолетов под ГТД таких же тяг. Но в ОКБ-300 уже понимали перспективу, и в июне 1949 года приступили к проектированию самого большого и самого мощного в те годы в мире турбореактивного двигателя с тягой 8700 кгс, получившего наименование АМ-3.
В 1947 году, когда в Англию на фирму «Роллс-Ройс» была командирована делегация советских двигателестроителей, Микулин потребовал включить в делегацию своего заместителя П.Ф.Зубца. Фирма «Rolls-Royce» показала нашим специалистам все, что касалось двигателей «Nene» и «Derwent», исключив при этом доступ советских специалистов в отделение сборки опытных двигателей сборочного цеха. Но англичане недооценили талант «посетителей». Они не знали, в частности, того, что П.Ф.Зубец был способным рисовальщиком, художником и отличным конструктором, компоновавшим различные модификации нагнетателей моторов «АМ». Посещая цеха, Зубец заметил детали и узлы большого двигателя с многоступенчатым компрессором. Как позже выяснилось, это был «Эвон» — двигатель тягой 4000 кгс. Когда Зубец вернулся на родной завод, он рассказал Александру Александровичу о том, что ему удалось «подсмотреть» вопреки усилиям англичан. Вместе с Микулиным они быстро набросали схему двигателя.
Закончив работу, Микулин, полюбовавшись общей схемой скомпонованного двигателя, сказал: «Следующий двигатель будем делать по классической схеме, но, конечно, совсем по-другому, чем это сделано у англичан.» После этого он как будто забыл про Зубца, но сразу вспомнил о нем тогда, когда в МАПе поднялся переполох: начались аресты членов делегации, ездивших на «Роллс-Ройс». Микулин пустил в ход все свое влияние. Результат: из восьми членов злополучной делегации продолжили работать «на воле» только двое: представители Микулина и Климова… Именно Зубцу Микулин поручил компоновку компрессора будущего АМ-3.
ТТХ:
Диаметр, мм: 1370Длина, мм: 3135Сухой вес, кг: 1720Взлетная тяга, кгс: 3300Удельный расход топлива, кг/кгс.ч: 1,2
Двигатель АМТКРД-01.
Бомбардировщик 140 (EF-140) с двигателями АМТКРД-01 (АМ-01).
.
.
Список источников:Л.Берне, В.Перов. Александр Микулин: Человек-легенда.А.Болотин, Я.Энтис. Век Микулина.
xn--80aafy5bs.xn--p1ai
Турбореактивный авиационный двигатель РД-500.
Разработчик: ОКБ-500 Страна: СССР Начало разработки: 1947 г. Принятие на вооружение: 1948 г.
РД-500 — авиационный турбореактивный двигатель, копия английского Rolls-Royce «Derwent V», который был продан в СССР с условием не использовать на боевых самолётах. В 1946 году, перед началом Холодной войны, британское лейбористское правительство во главе с Клементом Эттли, в стремлении поддержать дипломатические отношения с Советским Союзом, дало разрешение компании «Rolls Royce» на продажу и вывоз двигателей. Непосредственное руководство работами по двигателю РД-500 возлагалось на Главного конструктора завода № 500 В.М.Яковлева, общее руководство осуществлял В.Я.Климов.
По конструкции двигатель РД-500 — одновальный с одноступенчатым центробежным двухсторонним компрессором, девятью индивидуальными трубчатыми камерами сгорания, одноступенчатой турбиной и выхлопной трубой с реактивным насадком.
ТРД РД-500 с центробежным компрессором и тягой 1590 кгс был предназначен для установки на истребители Ла-15 и Як-23. РД-500 устанавливался на серийных и опытных самолётах — Су-13, Як-1000, Як-25 (первый), Як-30 (первый) (1948 г.), Ту-12, Ла-174ТК, Ла-15УТИ («180»), КСК. На Як-25 с РД-500 был достигнута рекордная скорость полёта у земли — 875 км/ч, а на Ла-174ТК — 1040 км/ч на высоте 3000 м.
РД-500К — короткоресурсный двигатель предназначен для ракеты КС-1 «Комета». Этот вариант двигателя кроме КМПО производился с конца 1950-х годов в Китае.Серийное производство осуществлялось на заводе им. В.В.Чернышева (ныне — ОАО ММП) и Казанском моторном заводе № 16 (ныне — КМПО) с 1948 года и на Запорожском моторном заводе № 29 с 1956 года. Было изготовлено около 1300 двигателей.
ТТХ:
Максимальная тяга, кгс: 1570Количество ступеней компрессора/турбины: 1/1Расход воздуха, кг/с: 28,5Степень повышения давления в компрессоре: 4,17Температура газа перед турбиной: 1130Удельный расход топлива: 1,04Масса двигателя, кг: 584Диаметр, мм: 1090Длина, мм: 2110.
Двигатель Rolls-Royce «Derwent V».
Двигатель РД-500 в разрезе.
РД-500. Схема 1.
РД-500. Схема 2.
.
.
Список источников:Л.П.Берне, Д.А.Боев, Н.С.Ганшин. Отечественные авиадвигатели — ХХ век.Журнал «Двигатель» № 5 за 2000 г. П.Изотов, Д.Изотов. Двигатели ВК: от ВК-1 до ВК-10.К.А.Гильзин Воздушно-реактивные двигатели.
xn--80aafy5bs.xn--p1ai
Гибридный турбореактивный авиационный двигатель содержит камеру сгорания и расположенный вне камеры электрохимический генератор на топливных элементах, связанные входом с источником углеводородного топлива и потоком сжатого в двигателе воздуха, и контроллер. Выход камеры сгорания связан через турбину высокого давления с турбиной низкого давления. Выход электрохимического генератора связан с электродвигателем, установленным на валу турбины низкого давления. Контроллер связан с регулирующими органами, расположенными в тракте топлива и потока воздуха, и выполнен с возможностью регулирования соотношения потоков воздуха и потоков топлива, поступающих в электрохимический генератор и камеру сгорания, и совмещения для привода вала разнородных энергий электрогенератора и турбины низкого давления в виде электроэнергии и тепловой энергии продуктов сгорания. Изобретение направлено на уменьшение выбросов токсичных веществ за период полетного цикла, снижение шума, в том числе в зоне аэропортов, повышение экономичности. 6 з.п. ф-лы, 1 ил.
.
Изобретение относится к авиационному машиностроению, а более точно касается гибридного турбореактивного авиационного двигателя.
Под «гибридностью» понимается схема, позволяющая совмещать в двигателе тягу двигателей разного типа.
Так, известен гибридный автомобиль, который использует для привода ведущих колес разнородную энергию (Автомобильные новости. Гибридные автомобили, 15 марта 2011: http://carnews.topinfomaster.com/post_1300194213.html). Для этого современными автопроизводителями используется схема, позволяющая совмещать тягу двигателя внутреннего сгорания (ДВС) и электродвигателя. Это позволяет избежать работы ДВС в режиме малых нагрузок, а также реализовывать рекуперацию кинетической энергии, что повышает топливную эффективность силовой установки. Этот тип двигателя в автомобильной индустрии (Toyota Prius, Lexus, BMW 5, 6 и 7 серий), а также в судоходстве (Mochi Craft Long Range 23M) сегодня является наиболее подходящим решением. Он основывается на сочетании традиционного дизеля и электромотора. Они не соединяются напрямую. Если они завязаны на единый передаточный вал, то могут работать отдельно друг от друга. Это значит, что в некоторых случаях можно идти только на электричестве. Преимущества - отсутствие загрязнения и шума. Недостатки - уменьшенные скорость и автономность.
Известен гибридный ракетный двигатель (ГРД) - химический ракетный двигатель, использующий компоненты ракетного топлива в разных агрегатных состояниях - жидком и твердом. В твердом состоянии может находиться как окислитель, так и горючее.
Известен гибридный ТРД/ПВРД фирмы Pratt&Whitney на самолете SR-71 blackbind (Сайт FreePapers.ru - 7 декабря 2010, http://freepapers.ru/85/istoriya-razvitiya-reaktivnogo-dvigatelya/3888.35649.list4.html), который работал как ТРД с форсажем до скорости M=2,4, а на более высоких скоростях воздух поступал в форсажную камеру, минуя компрессор, камеру сгорания и турбину, подача топлива в форсажную камеру увеличивалась и он работал как ПВРД. Такая схема позволяет расширить скоростной диапазон эффективности работ до M=3,2, но уступает ТРД и ПВРД по весовым характеристикам.
Известно использование топливных элементов во вспомогательных силовых установках самолета (Сайт - aviaport.ru. 29 марта 2007: http://www.aviaport.ru/digest/2007/03/29/118391.html).
Известен авиалайнер A320 ATRA (Advanced Technology Research Aircraft), оснащенный двумя электродвигателями на переднем колесе, который продемонстрировал, что мощности электротяги достаточно, чтобы проехать от начальной позиции до взлетно-посадочной полосы, не включая реактивные двигатели. Электродвигатели получали питание от бортовых топливных элементов самолета (Сайт - ozemle. net. 18 августа 2011 г. http://www.ozemle.net/category/dostijeniya/page/12).
Известно, что Airbus и DLR экспериментально доказали, что топливные элементы могут быть использованы в качестве наземной вспомогательной силовой установки, которая, подключенная к самолету, обеспечивает подачу электричества на освещение, кондиционирование салона и для других нужд в то время, когда авиационные двигатели отключены (сайт - aero-news.ru, 18 июля 2011 г.: http://www.aero-news.ru/airbus-i-dlr-eksperimentiruyut-s-toplivnymi-elementami/).
Известен электрический самолет на топливных элементах (заявка США №2003/0075643), летающий на небольшой высоте со схемой силовой установки, которая включает электромотор, батарею твердополимерных топливных элементов, отдельный воздухозаборник из атмосферы для батареи твердополимерных топливных элементов, топливный бак с запасенным водородом либо с химическим реагентом, который в результате реакции выделяет водород, электрический преобразователь, контроллер, самолетное оборудование, солнечные батареи, аккумуляторные батареи.
Выработанная электрическая мощность поступает в преобразователь, далее в систему энергоснабжения и оборудования самолета и к двум электромоторам, которые приводят во вращение воздушные винты легкого самолета.
Кроме получения электроэнергии от батареи топливных элементов предусмотрено дополнительное получение электроэнергии от солнечных батарей и запас ее в аккумуляторных батареях.
Данное техническое решение касается электродвигателя для легких местных самолетов без камеры сгорания.
Известен двухконтурный двигатель с комбинированной камерой сгорания (заявка США №2008/001038). В камере сгорания дополнительно для улучшения характеристик ТРДД размещены топливные элементы, работающие одновременно с основной камерой сгорания. Двигатель снабжен системой управления - контроллером, одной из задач которого является управление расходами топлива через камеру сгорания и топливными элементами. Полученная в топливном элементе электроэнергия используется потребителями бортовой сети самолета, например системой кондиционирования или другими системами. Хотя двигатель имеет конструктивно комбинированную камеру сгорания, его нельзя отнести к гибридным турбореактивным двигателем, так как он обеспечивает электроэнергией вспомогательные нужды, а для привода вентилятора используется традиционная тепловая энергия камеры сгорания.
Гибридных авиационных турбореактивных двигателей, совмещающих для привода вентилятора разнородную энергию, продуктов сгорания и электрическую, в основной силовой установке в патентной литературе не выявлено.
В основу изобретения положена задача создания гибридного авиационного турбореактивного двигателя, позволяющего уменьшить выброс токсичных веществ, снизить шум, особенно в зоне аэропортов, повысить топливную экономичность.
Технический результат - уменьшение выбросов токсичных веществ за период полетного цикла, снижение шума, в том числе в зоне аэропортов, повышение топливной экономичности.
Поставленная задача решается тем, что гибридный турбореактивный авиационный двигатель (ГТРД) содержит камеру сгорания и расположенный вне камеры электрохимический генератор на топливных элементах, связанные входом с источником углеводородного топлива и потоком сжатого в двигателе воздуха, при этом выход камеры сгорания связан через турбину высокого давления с турбиной низкого давления, а выход электрохимического генератора - с электродвигателем, установленным на валу турбины низкого давления, и контроллер, связанный с регулирующими органами, расположенными в тракте топлива и потока воздуха, и выполненный с возможностью регулирования соотношения потоков воздуха и потоков топлива, поступающих в электрохимический генератор и камеру сгорания, и совмещения для привода вала разнородных энергий электрогенератора и турбины низкого давления в виде электроэнергии и энергии продуктов сгорания.
Целесообразно, чтобы контроллер был связан с регулирующими органами, один из которых расположен в тракте топлива от его источника к камере и электрохимического генератора и регулирует распределение углеводородного топлива между электрохимическим генератором и камерой сгорания, а другой расположен в тракте потока воздуха на отводящем канале воздушного потока за компрессором и регулирует распределение воздуха между электрохимическим генератором и камерой сгорания. Целесообразно также, чтобы электрохимический генератор содержал риформер и камеру дожигания, вход которой соединен с выходом батареи, а выход - с камерой смешения на выходе камеры сгорания.
В дальнейшем изобретение поясняется описанием и чертежом, где показана принципиальная схема гибридного турбореактивного авиационного двигателя, согласно изобретению.
Гибридный турбореактивный авиационный двигатель (ГТРД) содержит камеру сгорания 4, электрохимический генератор (ЭХГ) 8, расположенный вне камеры сгорания 4, связанные входами с источником углеводородного топлива и потоком сжатого в двигателе воздуха.
ГТРД содержит также вентилятор 1, редуктор 2, компрессор 3, турбину 5 высокого давления, турбину 6 низкого давления, электродвигатель 7, связанный входом с электрохимическим генератором 8. Выход камеры сгорания 4 связан через турбину 5 высокого давления с турбиной 6 низкого давления, установленной на одном валу 16 с электродвигателем 7. На том же валу 16 установлен вентилятор 1, который через редуктор 2 приводится во вращение от турбины 6 и электродвигателя 7. На чертеже представлен двухвальный ГТРД, где компрессор 3 и турбина 5 установлены на другом валу 15. Однако возможен ГТРД одновального исполнения.
Кроме того, ГТРД содержит контроллер 20, выполненный с возможностью регулирования соотношения потоков воздуха и потоков топлива, поступающих в электрохимический генератор 8 и камеру сгорания 4.
Контроллер 20 связан с регулирующим органом 11, расположенным в тракте топлива от его источника к камере сгорания 4 и к ЭХГ 8 и регулирующим распределение углеводородного топлива между ЭХГ и камерой сгорания, и с регулирующим органом 9, расположенным в тракте потока воздуха на отводящем канале воздушного потока за компрессором 3 и регулирующим распределение сжатого воздуха между ЭХГ 8 и камерой сгорания 4.
Конструктивно регулирующие органы могут быть выполнены в виде заслонки и предварительно тарированы.
Контроллер 20 меняет положение заслонок в зависимости от режима полета и управляющих воздействий пилота, обеспечивая тем самым потребный расход топлива и воздуха между каналами ЭХГ и камеры сгорания.
Электрохимический генератор (ЭХГ) 8 содержит батарею 12 элементов, например, твердотопливных. Однако возможно применение и других топливных элементов.
ЭХГ 8 может включать риформер 13, преобразующий поступающее углеводородное топливо в синтез-газ. Риформер 13 снабжен входами для подачи воздуха и углеводородного топлива, а выход соединен с входом батареи 12 топливных элементов. ЭХГ 8 может включать также камеру дожигания 14 синтез-газа, выходящего из батареи топливных элементов, вход которой соединен с выходом батареи 12, а выход - с камерой смешения 10 на выходе камеры сгорания 4. Выработанный риформером 13 синтез-газ поступает в батарею 12 твердооксидных топливных элементов (ТОТЭ), работающих на выработанном синтез-газе, заслонка 17 связана с контроллером и разделяет воздушный поток на используемый для выработки синтез-газа в риформере 13 и на поступающий в качестве окислителя непосредственно в батареи 12 топливных элементов.
Электрохимический генератор 8 дополнительно может быть связан с внешними (бортовыми) потребителями электроэнергии.
Анализ вопросов согласования работы газодинамической и электрохимических составляющих ГТРД с ЭХГ на основе батареи топливных элементов на крейсерском и взлетном режиме показал целесообразность совмещения для привода вала 16 разнородных энергий - электроэнергии и тепловой энергии продуктов сгорания.
В канал ЭХГ 8 на крейсерском режиме идет основная часть воздуха, покидающего компрессор 3, а именно от 70% до 90% в зависимости от параметров конкретного двигателя. Под полученный на этом расчетном режиме физический расход воздуха проектируется ЭХГ.
Для обеспечения надежной и эффективной работы ЭХГ на других режимах расход воздуха через ЭХГ изменяется в ограниченных пределах. Для этих целей используется заслонка 9, регулирующая долю воздуха, идущего в каждый из каналов через традиционную камеру сгорания или ЭХГ.
Перед турбиной высокого давления расположена камера смешения 10, в которую поступает газ из двух каналов (канал 18 от ЭХГ и канал 19 от камеры сгорания). Из камеры смешения 10 весь газ поступает на турбину 5 компрессора.
В двухвальном ГТРД выработанная в ЭХГ электрическая мощность подводится к электродвигателю 7 на валу 16 с вентилятором 1 и редуктором 2, как дополнительная к мощности турбины 6 вентилятора.
Гибридный авиационный турбореактивный двигатель работает следующим образом.
При включении двигателя на аэродроме контроллер 20 устанавливает в соответствующее запуску положение заслонки 9 подачи воздуха и 11 подачи топлива.
В камеру сгорания 4 поступает сжатый воздух после компрессора 3 за вычетом расхода воздуха, подаваемого ЭХГ. При запуске примерно 10% воздуха поступает в ЭХГ, 90% - в камеру сгорания.
При переходе на другие режимы контроллер переключает заслонки в положение, соответствующее текущему режиму полета. Например, на крейсерском режиме контроллер переключает положение заслонок в положение, когда 70-90% воздуха поступает в ЭХГ, а 30-10% - в камеру сгорания.
От работы батареи 12 топливных элементов и камеры сгорания 4 включаются электродвигатель 7 и турбина 6, которые приводят во вращение валы 15 и 16. Работа привода валов от электродвигателя и турбины снижает нагрузку на камеру сгорания, что уменьшает токсичные выбросы и шум.
Особенностью предложенной схемы гибридного ТРД является то, что ЭХГ работает на протяжении всего полета с расходом воздуха через него, близким к расчетному, а согласование режимов дросселирования и регулирования происходят по топливовоздушным каналам, связанным с традиционной камерой сгорания.
Таким образом, предложенный ГТРД совмещает в силовой установке для привода вала разнородную энергию - электроэнергию и тепловую энергию продуктов сгорания.
Это сочетание повышает экономичность за счет более высокого КПД использования топлива в топливных элементах, уменьшает выбросы загрязняющих веществ, повышает надежность, упрощает задачи регулирования ГТРД на режимах полетного цикла магистрального самолета по сравнению с аналогами.
1. Гибридный турбореактивный авиационный двигатель, который содержит камеру сгорания и расположенный вне камеры электрохимический генератор на топливных элементах, связанные входом с источником углеводородного топлива и потоком сжатого в двигателе воздуха, при этом выход камеры сгорания связан через турбину высокого давления с турбиной низкого давления, а выход электрохимического генератора - с электродвигателем, установленным на валу турбины низкого давления, и контроллер, связанный с регулирующими органами, расположенными в тракте топлива и потока воздуха, и выполненный с возможностью регулирования соотношения потоков воздуха и потоков топлива, поступающих в электрохимический генератор и камеру сгорания, и совмещения для привода вала разнородных энергий электрогенератора и турбины низкого давления в виде электроэнергии и тепловой энергии продуктов сгорания.
2. Гибридный турбореактивный авиационный двигатель по п.1, отличающийся тем, что контроллер связан с регулирующими органами, один из которых расположен в тракте топлива от его источника к камере сгорания и электрохимическому генератору и регулирует распределение углеводородного топлива между электрохимическим генератором и камерой сгорания, а другой расположен в тракте потока воздуха на отводящем канале воздушного потока за компрессором и регулирует распределение воздуха между электрохимическим генератором и камерой сгорания.
3. Гибридный турбореактивный авиационный двигатель по п.1, отличающийся тем, что электрохимический генератор содержит риформер с входами для подачи воздуха и углеводородного топлива, а выход соединен с входом электрохимического генератора на топливных элементах.
4. Гибридный турбореактивный авиационный двигатель по п.1 или 3, отличающийся тем, что электрохимический генератор содержит камеру дожигания, вход которой соединен с выходом электрохимического генератора на топливных элементах, а выход - с камерой смешения на выходе камеры сгорания.
5. Гибридный турбореактивный авиационный двигатель по п.1, отличающийся тем, что электрохимический генератор связан с внешними (бортовыми) потребителями электроэнергии.
6. Гибридный турбореактивный авиационный двигатель по п.1, отличающийся тем, что выход электрохимического генератора соединен с камерой смешения на выходе камеры сгорания.
7. Гибридный турбореактивный авиационный двигатель по п.1, отличающийся тем, что на взлетном режиме поток воздуха, поступающий в электрохимический генератор, составляет 10-30%, а на крейсерском режиме - 70-90% от общего потока воздуха, поступающего в двигатель.
www.findpatent.ru
Авиационный двухконтурный турбореактивный двигатель содержит вентилятор, компрессор высокого давления, камеру сгорания, турбины высокого и низкого давления, смеситель и общие для обоих контуров форсажную камеру и сопло. За первой ступенью компрессора высокого давления, обеспечивающей на взлетном режиме степень повышения полного давления не более πIст *=1,4…1,5, выполнен постоянно открытый кольцевой канал со спрямляющей решеткой, через который на всех режимах работы двигателя осуществляется перепуск части воздуха из-за ступени в спутный поток воздуха наружного контура за вентилятором. Изобретение повышает степень двухконтурности двигателя и повышает его экономичность на бесфорсажных режимах работы. 3 ил.
Область техники
Изобретение относится к авиадвигателестроению, а именно к разработке и созданию, в первую очередь, авиационных двухконтурных турбореактивных двигателей со смешением потоков воздуха наружного контура и газов за турбинами и общими форсажной камерой и соплом (ТРДДФ), может быть применено также при разработке двухконтурных бесфорсажных авиадвигателей (ТРДД), в том числе и двигателей с раздельными контурами.
Уровень техники
Для сверхзвуковых маневренных самолетов создан ряд ТРДДФ четвертого и пятого поколений в России (РД-33, АЛ-31Ф) и за рубежом (EJ-200, семейство двигателей М.88, F404, F414, F125). Все эти двигатели выполнены по одинаковой схеме, ставшей традиционной, включающей компрессор низкого давления (вентилятор), компрессор высокого давления, камеру сгорания, турбину высокого давления, турбину низкого давления, смеситель потоков воздуха наружного контура и газов внутреннего контура, общую для обоих контуров форсажную камеру и сверхзвуковое сопло.
Совершенствование параметров и характеристик двигателей этого класса идет, в первую очередь, в направлении повышения их удельной тяги, которая, при сравнении двигателей, оценивается на взлетном форсажном режиме -Rудф=Rфвзл/Gв∑, где Rфвзл и G в∑, соответственно, тяга и расход воздуха на входе в двигатель на этом режиме. Удельная тяга двигателя при требуемой величине Rфвзл прямо влияет на его размерность и массу.
Двигатели 70-х-80-х годов имели Rудф, несколько превышающую 1100 Н·с/кг, а двигатель F414-GE-400, начало разработки которого относится к 90-м годам, имеет Rудф>1350 Н·с/кг (Сведения по перечисленным зарубежным двигателям представлены в справочнике ЦИАМ «Иностранные авиационные двигатели», выпуск 14, под редакцией В.А.Скибина и В.И.Солонина. Москва, изд. Дом «Авиамир», 2005 г.).
Удельная тяга двигателя, прямо пропорциональная скорости истечения газов из сопла, при достигнутых предельных уровнях температур газов перед соплом на форсажном режиме, становится зависимой только от величины перепада давления газов в сопле. На взлетном режиме, при близких между собой (с разницей не более 3%) полных давлениях воздуха и газа в контурах на выходе из смесителя, величина перепада давления газов в сопле практически прямо определяется величиной полного давления воздуха в наружном контуре, т.е. для всех применяемых ТРДДФ традиционной схемы величина перепада давления газов в сопле зависит от степени повышения давления воздуха в вентиляторе πв *.
Поэтому повышение удельных тяг двигателей от Rудф≥1100 Н·с/кг до Rудф≥1350 Н·с/кг сопровождалось соответствующим увеличением πв*. На двигателе F414-GE-400 с Rудф≥1350 Н·с/кг установлен и самый высоконапорный вентилятор, обеспечивающий πв *=5.0.
Однако повышение πв * приводит к необходимости понижать степень двухконтурности двигателя на взлетном режиме (m о) для обеспечения приемлемого соотношения полных давлений в контурах на выходе из смесителя 
где 
- полные давления газа и воздуха, соответственно, контурах на выходе из смесителя.
На двигателе F414-GE-400 mо=0,29.
Дальнейшее снижение двухконтурности двигателя приближает двухконтурный двигатель к одноконтурному с соответствующим ухудшением его характеристик по удельному расходу топлива на бесфорсажных крейсерских режимах работы.
Кроме того, увеличение πв * повышает нагруженность турбины низкого давления, что может привести к увеличению ступеней турбины низкого давления.
Например, в планах дальнейшего развития двигателя F414-GE-400, наряду с другими мероприятиями по улучшению параметров двигателя, предусматривается увеличить πв * на 10% и заменить одноступенчатую турбину низкого давления на двухступенчатую.
Традиционная принципиальная схема двигателя, являющаяся базовой для двигателей РД-33, АЛ-31Ф, EJ-200 и двигателей семейств М.88, F404, F414 и F125 принята в качестве прототипа.
Сущность изобретения
Данным изобретением решается задача расширения арсенала средств, обеспечивающих повышение удельной тяги ТРДДФ; технический результат заключается в реализации этого назначения.
Существенные признаки:
- Ограничительные: авиационный двухконтурный турбореактивный двигатель, содержащий вентилятор, компрессор высокого давления, камеру сгорания, турбины высокого и низкого давления, смеситель и общие для обоих контуров форсажную камеру и сопло.
- Отличительные: за первой ступенью компрессора высокого давления, обеспечивающей на взлетном режиме степень повышения давления не более πIст *=1,4…1,5, выполнен кольцевой канал со спрямляющей решеткой, через который на всех режимах работы двигателя осуществляется постоянный перепуск части воздуха из-за ступени в спутный поток воздуха наружного контура за вентилятором.
Краткое описание чертежей
Сущность изобретения поясняется представленными чертежами:
На фиг.1 представлена принципиальная схема двухконтурного турбореактивного двигателя с каналом перепуска части воздуха из-за первой ступени компрессора высокого давления в поток воздуха наружного контура за вентилятором.
На фиг.2 представлена схема канала перепуска части воздуха из-за первой ступени компрессора в наружный контур в большем масштабе, чем на фиг.1.
На фиг.3 представлена цилиндрическая развертка спрямляющей решетки в канале перепуска воздуха.
Осуществление изобретения
Авиационный двухконтурный турбореактивный двигатель содержит вентилятор 1, компрессор высокого давления 2, камеру сгорания 3, турбину высокого давления 4, турбину низкого давления 5, смеситель 6, форсажную камеру 7 и сверхзвуковое сопло 8.
За первой ступенью 9 компрессора высокого давления 2, обеспечивающей на взлетном режиме степень повышения давления не более πIст *=1,4…1,5, выполнен постоянно открытый кольцевой канал 10 со спрямляющей решеткой 11, через который осуществляется перепуск части воздуха из-за первой ступени 9 компрессора высокого давления 2 в канал наружного контура 12 за вентилятором 1.
Ограничение степени повышения давления первой ступени 9 компрессора высокого давления 2 не более πIст *=1,4…1,5 вводится для исключения местных зон течения со звуковой скоростью на выходе воздуха из канала перепуска воздуха 10 за ступенью в канал наружного контура 12 за вентилятором 1. Спрямляющая решетка 11 в канале перепуска 10 обеспечивает осевое направление входа перепускаемого воздуха в канал наружного контура 12.
Поступление части воздуха из-за первой ступени 9 компрессора 2 с более высоким полным давлением, чем полное давление в потоке за вентилятором 1, обеспечивает повышение общего полного давления в потоке воздуха наружного контура перед смесителем 6 и далее, соответственно, общего полного давления газов на входе в форсажную камеру 7 и перед соплом 8, что увеличивает перепад давления газа в сопле и скорость истечения газа из сопла, повышая удельную тягу двигателя.
С поступлением в наружный контур 12 дополнительного воздуха из канала перепуска 10 увеличивается общая степень двухконтурности двигателя и повышается его экономичность на бесфорсажных режимах работы.
Авиационный двухконтурный турбореактивный двигатель, содержащий вентилятор, компрессор высокого давления, камеру сгорания, турбины высокого и низкого давления, смеситель и общие для обоих контуров форсажную камеру и сопло, отличающийся тем, что за первой ступенью компрессора высокого давления, обеспечивающей на взлетном режиме степень повышения полного давления не более πIст*=1,4…1,5, выполнен постоянно открытый кольцевой канал со спрямляющей решеткой, через который на всех режимах работы двигателя осуществляется перепуск части воздуха из-за ступени в спутный поток воздуха наружного контура за вентилятором.
www.findpatent.ru
Турбореактивный авиационный двигатель АМ-3 (РД-3).
Разработчик: ОКБ-300 А.А.Микулина Страна: СССР Разработка: 1949 г. Испытания: 1952 г. Серийное производство: 1952 г.
АМ-3 (РД-3) турбореактивный двигатель, разработанный в 1949 году в ОКБ-300 под руководством Главного конструктора А.А.Микулина, специально для самолёта «88» (Ту-16). Проект известен под рабочим названием АМРД-03, первые рабочие экземпляры АМ-3 изготовлены в 1950 году. На момент создания это был самый мощный в мире авиационный двигатель. В 1952 году, он успешно прошёл государственные стендовые испытания и был запущен в крупносерийное производство. Это был первый отечественный серийный ТРД большой тяги. Топливо для двигателя — ТС-1, Т-1. Турбостартер работал на бензине Б-70.
На двигателе установлены: восьми-ступенчатый осевой компрессор, созданию которого предшествовала экспериментальная отработка модельных компрессоров, трубчато-кольцевая камера сгорания, состоящая из 14 прямоточных жаровых труб, заключённых в общий кожух, двухступенчатая турбина и нерегулируемое сопло. Во фронтовом устройстве камеры сгорания поставлены завихрители. Введено охлаждение жаровой трубы с помощью оребрённых стенок. Применены автоматический бортовой запуск от турбостартера мощностью 65-75 кВт с приводом через гидромуфту, управляемая противообледенительная система, топливо-масляный радиатор для охлаждения масла топливом двигателя.
Одна из особенностей АМ-3 — компрессор с дозвуковыми высоконапорными ступенями, обеспечивающими степень повышения давления, равную 6,2. Первая ступень имела большую осевую скорость воздуха (до 200-210 м/с), что обеспечивало высокую производительность компрессора. Впервые было введено регулирование компрессора перепуском воздуха за первыми ступенями. Применено штифтовое соединение дисков в роторе барабанного типа, обеспечивающее их центровку. Для уменьшения радиальных зазоров над рабочими лопатками и в лабиринтах нанесён слой талька с графитом. В модификациях АМ-3 (двигатели РД-3М, РД-3М-500) тяга увеличена до 94,6 кН (на чрезвычайном режиме до 104 кН).
Решение о серийном производстве на Казанском заводе № 16 было принято ещё до окончания госиспытаний. Двигатель АМ-3 рименялся на самолётах типа Ту-16, Ту-104, М-4. Выпускался в Китае по лицензии под названием WP-8.
После отстранения А.А.Микулина от руководства ОКБ-300 двигатель АМ-3 был переименован в РД-3.
ТТХ:
Длина, мм: 5380Диаметр, мм: 1400Сухая масса, кг: 3100Тяга крейсерская, кгс: 6200Тяга взлётная, кгс: 8759Температура турбины, °С: 860Степень повышения давления: 6,2.
Двигатель АМ-3. Музей АМНТК «Союз».
Двигатель АМ-3 в экспозиции музея.
Ту-4ЛЛ (заводской 230113).летающая лаборатория для испытаний двигателя АМ-3.
Бомбардировщик Ту-16 и его двигатель АМ-3.
.
.
Список источников:Л.Берне, В.Перов. Александр Микулин: человек-легенда.А.Болотин, Я.Энтис. Век Микулина.
xn--80aafy5bs.xn--p1ai
Авиационный двухконтурный турбореактивный двигатель содержит вентилятор, компрессор высокого давления, камеру сгорания, турбины высокого и низкого давления, смеситель и общие для обоих контуров форсажную камеру и сопло. За первой ступенью компрессора высокого давления, обеспечивающей на взлетном режиме степень повышения полного давления не более 
Iст
*=1,4
1,5, выполнен постоянно открытый кольцевой канал со спрямляющей решеткой, через который на всех режимах работы двигателя осуществляется перепуск части воздуха из-за ступени в спутный поток воздуха наружного контура за вентилятором. Изобретение повышает степень двухконтурности двигателя и повышает его экономичность на бесфорсажных режимах работы. 3 ил. 
Область техники
Изобретение относится к авиадвигателестроению, а именно к разработке и созданию, в первую очередь, авиационных двухконтурных турбореактивных двигателей со смешением потоков воздуха наружного контура и газов за турбинами и общими форсажной камерой и соплом (ТРДДФ), может быть применено также при разработке двухконтурных бесфорсажных авиадвигателей (ТРДД), в том числе и двигателей с раздельными контурами.
Уровень техники
Для сверхзвуковых маневренных самолетов создан ряд ТРДДФ четвертого и пятого поколений в России (РД-33, АЛ-31Ф) и за рубежом (EJ-200, семейство двигателей М.88, F404, F414, F125). Все эти двигатели выполнены по одинаковой схеме, ставшей традиционной, включающей компрессор низкого давления (вентилятор), компрессор высокого давления, камеру сгорания, турбину высокого давления, турбину низкого давления, смеситель потоков воздуха наружного контура и газов внутреннего контура, общую для обоих контуров форсажную камеру и сверхзвуковое сопло.
Совершенствование параметров и характеристик двигателей этого класса идет, в первую очередь, в направлении повышения их удельной тяги, которая, при сравнении двигателей, оценивается на взлетном форсажном режиме -Rудф=Rфвзл /Gв
, где Rфвзл и G в, соответственно, тяга и расход воздуха на входе в двигатель на этом режиме. Удельная тяга двигателя при требуемой величине Rфвзл прямо влияет на его размерность и массу.
Двигатели 70-х-80-х годов имели Rудф, несколько превышающую 1100 Н·с/кг, а двигатель F414-GE-400, начало разработки которого относится к 90-м годам, имеет Rудф >1350 Н·с/кг (Сведения по перечисленным зарубежным двигателям представлены в справочнике ЦИАМ «Иностранные авиационные двигатели», выпуск 14, под редакцией В.А.Скибина и В.И.Солонина. Москва, изд. Дом «Авиамир», 2005 г.).
Удельная тяга двигателя, прямо пропорциональная скорости истечения газов из сопла, при достигнутых предельных уровнях температур газов перед соплом на форсажном режиме, становится зависимой только от величины перепада давления газов в сопле. На взлетном режиме, при близких между собой (с разницей не более 3%) полных давлениях воздуха и газа в контурах на выходе из смесителя, величина перепада давления газов в сопле практически прямо определяется величиной полного давления воздуха в наружном контуре, т.е. для всех применяемых ТРДДФ традиционной схемы величина перепада давления газов в сопле зависит от степени повышения давления воздуха в вентиляторе в*.
Поэтому повышение удельных тяг двигателей от Rудф
1100 Н·с/кг до Rудф 1350 Н·с/кг сопровождалось соответствующим увеличением в*. На двигателе F414-GE-400 с Rудф 1350 Н·с/кг установлен и самый высоконапорный вентилятор, обеспечивающий в*=5.0.
Однако повышение в* приводит к необходимости понижать степень двухконтурности двигателя на взлетном режиме (m о) для обеспечения приемлемого соотношения полных давлений в контурах на выходе из смесителя 
где 
- полные давления газа и воздуха, соответственно, контурах на выходе из смесителя.
На двигателе F414-GE-400 mо=0,29.
Дальнейшее снижение двухконтурности двигателя приближает двухконтурный двигатель к одноконтурному с соответствующим ухудшением его характеристик по удельному расходу топлива на бесфорсажных крейсерских режимах работы.
Кроме того, увеличение в* повышает нагруженность турбины низкого давления, что может привести к увеличению ступеней турбины низкого давления.
Например, в планах дальнейшего развития двигателя F414-GE-400, наряду с другими мероприятиями по улучшению параметров двигателя, предусматривается увеличить в* на 10% и заменить одноступенчатую турбину низкого давления на двухступенчатую.
Традиционная принципиальная схема двигателя, являющаяся базовой для двигателей РД-33, АЛ-31Ф, EJ-200 и двигателей семейств М.88, F404, F414 и F125 принята в качестве прототипа.
Сущность изобретения
Данным изобретением решается задача расширения арсенала средств, обеспечивающих повышение удельной тяги ТРДДФ; технический результат заключается в реализации этого назначения.
Существенные признаки:
- Ограничительные: авиационный двухконтурный турбореактивный двигатель, содержащий вентилятор, компрессор высокого давления, камеру сгорания, турбины высокого и низкого давления, смеситель и общие для обоих контуров форсажную камеру и сопло.
- Отличительные: за первой ступенью компрессора высокого давления, обеспечивающей на взлетном режиме степень повышения давления не более Iст*=1,4 1,5, выполнен кольцевой канал со спрямляющей решеткой, через который на всех режимах работы двигателя осуществляется постоянный перепуск части воздуха из-за ступени в спутный поток воздуха наружного контура за вентилятором.
Краткое описание чертежей
Сущность изобретения поясняется представленными чертежами:
На фиг.1 представлена принципиальная схема двухконтурного турбореактивного двигателя с каналом перепуска части воздуха из-за первой ступени компрессора высокого давления в поток воздуха наружного контура за вентилятором.
На фиг.2 представлена схема канала перепуска части воздуха из-за первой ступени компрессора в наружный контур в большем масштабе, чем на фиг.1.
На фиг.3 представлена цилиндрическая развертка спрямляющей решетки в канале перепуска воздуха.
Осуществление изобретения
Авиационный двухконтурный турбореактивный двигатель содержит вентилятор 1, компрессор высокого давления 2, камеру сгорания 3, турбину высокого давления 4, турбину низкого давления 5, смеситель 6, форсажную камеру 7 и сверхзвуковое сопло 8.
За первой ступенью 9 компрессора высокого давления 2, обеспечивающей на взлетном режиме степень повышения давления не более Iст*=1,4 1,5, выполнен постоянно открытый кольцевой канал 10 со спрямляющей решеткой 11, через который осуществляется перепуск части воздуха из-за первой ступени 9 компрессора высокого давления 2 в канал наружного контура 12 за вентилятором 1.
Ограничение степени повышения давления первой ступени 9 компрессора высокого давления 2 не более Iст*=1,4 1,5 вводится для исключения местных зон течения со звуковой скоростью на выходе воздуха из канала перепуска воздуха 10 за ступенью в канал наружного контура 12 за вентилятором 1. Спрямляющая решетка 11 в канале перепуска 10 обеспечивает осевое направление входа перепускаемого воздуха в канал наружного контура 12.
Поступление части воздуха из-за первой ступени 9 компрессора 2 с более высоким полным давлением, чем полное давление в потоке за вентилятором 1, обеспечивает повышение общего полного давления в потоке воздуха наружного контура перед смесителем 6 и далее, соответственно, общего полного давления газов на входе в форсажную камеру 7 и перед соплом 8, что увеличивает перепад давления газа в сопле и скорость истечения газа из сопла, повышая удельную тягу двигателя.
С поступлением в наружный контур 12 дополнительного воздуха из канала перепуска 10 увеличивается общая степень двухконтурности двигателя и повышается его экономичность на бесфорсажных режимах работы.
Авиационный двухконтурный турбореактивный двигатель, содержащий вентилятор, компрессор высокого давления, камеру сгорания, турбины высокого и низкого давления, смеситель и общие для обоих контуров форсажную камеру и сопло, отличающийся тем, что за первой ступенью компрессора высокого давления, обеспечивающей на взлетном режиме степень повышения полного давления не более Iст*=1,4 1,5, выполнен постоянно открытый кольцевой канал со спрямляющей решеткой, через который на всех режимах работы двигателя осуществляется перепуск части воздуха из-за ступени в спутный поток воздуха наружного контура за вентилятором.
www.freepatent.ru
Гибридный турбореактивный авиационный двигатель содержит камеру сгорания и расположенный вне камеры электрохимический генератор на топливных элементах, связанные входом с источником углеводородного топлива и потоком сжатого в двигателе воздуха, и контроллер. Выход камеры сгорания связан через турбину высокого давления с турбиной низкого давления. Выход электрохимического генератора связан с электродвигателем, установленным на валу турбины низкого давления. Контроллер связан с регулирующими органами, расположенными в тракте топлива и потока воздуха, и выполнен с возможностью регулирования соотношения потоков воздуха и потоков топлива, поступающих в электрохимический генератор и камеру сгорания, и совмещения для привода вала разнородных энергий электрогенератора и турбины низкого давления в виде электроэнергии и тепловой энергии продуктов сгорания. Изобретение направлено на уменьшение выбросов токсичных веществ за период полетного цикла, снижение шума, в том числе в зоне аэропортов, повышение экономичности. 6 з.п. ф-лы, 1 ил.
.
Изобретение относится к авиационному машиностроению, а более точно касается гибридного турбореактивного авиационного двигателя.
Под «гибридностью» понимается схема, позволяющая совмещать в двигателе тягу двигателей разного типа.
Так, известен гибридный автомобиль, который использует для привода ведущих колес разнородную энергию (Автомобильные новости. Гибридные автомобили, 15 марта 2011: http://carnews.topinfomaster.com/post_1300194213.html). Для этого современными автопроизводителями используется схема, позволяющая совмещать тягу двигателя внутреннего сгорания (ДВС) и электродвигателя. Это позволяет избежать работы ДВС в режиме малых нагрузок, а также реализовывать рекуперацию кинетической энергии, что повышает топливную эффективность силовой установки. Этот тип двигателя в автомобильной индустрии (Toyota Prius, Lexus, BMW 5, 6 и 7 серий), а также в судоходстве (Mochi Craft Long Range 23M) сегодня является наиболее подходящим решением. Он основывается на сочетании традиционного дизеля и электромотора. Они не соединяются напрямую. Если они завязаны на единый передаточный вал, то могут работать отдельно друг от друга. Это значит, что в некоторых случаях можно идти только на электричестве. Преимущества - отсутствие загрязнения и шума. Недостатки - уменьшенные скорость и автономность.
Известен гибридный ракетный двигатель (ГРД) - химический ракетный двигатель, использующий компоненты ракетного топлива в разных агрегатных состояниях - жидком и твердом. В твердом состоянии может находиться как окислитель, так и горючее.
Известен гибридный ТРД/ПВРД фирмы Pratt&Whitney на самолете SR-71 blackbind (Сайт FreePapers.ru - 7 декабря 2010, http://freepapers.ru/85/istoriya-razvitiya-reaktivnogo-dvigatelya/3888.35649.list4.html), который работал как ТРД с форсажем до скорости M=2,4, а на более высоких скоростях воздух поступал в форсажную камеру, минуя компрессор, камеру сгорания и турбину, подача топлива в форсажную камеру увеличивалась и он работал как ПВРД. Такая схема позволяет расширить скоростной диапазон эффективности работ до M=3,2, но уступает ТРД и ПВРД по весовым характеристикам.
Известно использование топливных элементов во вспомогательных силовых установках самолета (Сайт - aviaport.ru. 29 марта 2007: http://www.aviaport.ru/digest/2007/03/29/118391.html).
Известен авиалайнер A320 ATRA (Advanced Technology Research Aircraft), оснащенный двумя электродвигателями на переднем колесе, который продемонстрировал, что мощности электротяги достаточно, чтобы проехать от начальной позиции до взлетно-посадочной полосы, не включая реактивные двигатели. Электродвигатели получали питание от бортовых топливных элементов самолета (Сайт - ozemle. net. 18 августа 2011 г. http://www.ozemle.net/category/dostijeniya/page/12).
Известно, что Airbus и DLR экспериментально доказали, что топливные элементы могут быть использованы в качестве наземной вспомогательной силовой установки, которая, подключенная к самолету, обеспечивает подачу электричества на освещение, кондиционирование салона и для других нужд в то время, когда авиационные двигатели отключены (сайт - aero-news.ru, 18 июля 2011 г.: http://www.aero-news.ru/airbus-i-dlr-eksperimentiruyut-s-toplivnymi-elementami/).
Известен электрический самолет на топливных элементах (заявка США № 2003/0075643), летающий на небольшой высоте со схемой силовой установки, которая включает электромотор, батарею твердополимерных топливных элементов, отдельный воздухозаборник из атмосферы для батареи твердополимерных топливных элементов, топливный бак с запасенным водородом либо с химическим реагентом, который в результате реакции выделяет водород, электрический преобразователь, контроллер, самолетное оборудование, солнечные батареи, аккумуляторные батареи.
Выработанная электрическая мощность поступает в преобразователь, далее в систему энергоснабжения и оборудования самолета и к двум электромоторам, которые приводят во вращение воздушные винты легкого самолета.
Кроме получения электроэнергии от батареи топливных элементов предусмотрено дополнительное получение электроэнергии от солнечных батарей и запас ее в аккумуляторных батареях.
Данное техническое решение касается электродвигателя для легких местных самолетов без камеры сгорания.
Известен двухконтурный двигатель с комбинированной камерой сгорания (заявка США № 2008/001038). В камере сгорания дополнительно для улучшения характеристик ТРДД размещены топливные элементы, работающие одновременно с основной камерой сгорания. Двигатель снабжен системой управления - контроллером, одной из задач которого является управление расходами топлива через камеру сгорания и топливными элементами. Полученная в топливном элементе электроэнергия используется потребителями бортовой сети самолета, например системой кондиционирования или другими системами. Хотя двигатель имеет конструктивно комбинированную камеру сгорания, его нельзя отнести к гибридным турбореактивным двигателем, так как он обеспечивает электроэнергией вспомогательные нужды, а для привода вентилятора используется традиционная тепловая энергия камеры сгорания.
Гибридных авиационных турбореактивных двигателей, совмещающих для привода вентилятора разнородную энергию, продуктов сгорания и электрическую, в основной силовой установке в патентной литературе не выявлено.
В основу изобретения положена задача создания гибридного авиационного турбореактивного двигателя, позволяющего уменьшить выброс токсичных веществ, снизить шум, особенно в зоне аэропортов, повысить топливную экономичность.
Технический результат - уменьшение выбросов токсичных веществ за период полетного цикла, снижение шума, в том числе в зоне аэропортов, повышение топливной экономичности.
Поставленная задача решается тем, что гибридный турбореактивный авиационный двигатель (ГТРД) содержит камеру сгорания и расположенный вне камеры электрохимический генератор на топливных элементах, связанные входом с источником углеводородного топлива и потоком сжатого в двигателе воздуха, при этом выход камеры сгорания связан через турбину высокого давления с турбиной низкого давления, а выход электрохимического генератора - с электродвигателем, установленным на валу турбины низкого давления, и контроллер, связанный с регулирующими органами, расположенными в тракте топлива и потока воздуха, и выполненный с возможностью регулирования соотношения потоков воздуха и потоков топлива, поступающих в электрохимический генератор и камеру сгорания, и совмещения для привода вала разнородных энергий электрогенератора и турбины низкого давления в виде электроэнергии и энергии продуктов сгорания.
Целесообразно, чтобы контроллер был связан с регулирующими органами, один из которых расположен в тракте топлива от его источника к камере и электрохимического генератора и регулирует распределение углеводородного топлива между электрохимическим генератором и камерой сгорания, а другой расположен в тракте потока воздуха на отводящем канале воздушного потока за компрессором и регулирует распределение воздуха между электрохимическим генератором и камерой сгорания. Целесообразно также, чтобы электрохимический генератор содержал риформер и камеру дожигания, вход которой соединен с выходом батареи, а выход - с камерой смешения на выходе камеры сгорания.
В дальнейшем изобретение поясняется описанием и чертежом, где показана принципиальная схема гибридного турбореактивного авиационного двигателя, согласно изобретению.
Гибридный турбореактивный авиационный двигатель (ГТРД) содержит камеру сгорания 4, электрохимический генератор (ЭХГ) 8, расположенный вне камеры сгорания 4, связанные входами с источником углеводородного топлива и потоком сжатого в двигателе воздуха.
ГТРД содержит также вентилятор 1, редуктор 2, компрессор 3, турбину 5 высокого давления, турбину 6 низкого давления, электродвигатель 7, связанный входом с электрохимическим генератором 8. Выход камеры сгорания 4 связан через турбину 5 высокого давления с турбиной 6 низкого давления, установленной на одном валу 16 с электродвигателем 7. На том же валу 16 установлен вентилятор 1, который через редуктор 2 приводится во вращение от турбины 6 и электродвигателя 7. На чертеже представлен двухвальный ГТРД, где компрессор 3 и турбина 5 установлены на другом валу 15. Однако возможен ГТРД одновального исполнения.
Кроме того, ГТРД содержит контроллер 20, выполненный с возможностью регулирования соотношения потоков воздуха и потоков топлива, поступающих в электрохимический генератор 8 и камеру сгорания 4.
Контроллер 20 связан с регулирующим органом 11, расположенным в тракте топлива от его источника к камере сгорания 4 и к ЭХГ 8 и регулирующим распределение углеводородного топлива между ЭХГ и камерой сгорания, и с регулирующим органом 9, расположенным в тракте потока воздуха на отводящем канале воздушного потока за компрессором 3 и регулирующим распределение сжатого воздуха между ЭХГ 8 и камерой сгорания 4.
Конструктивно регулирующие органы могут быть выполнены в виде заслонки и предварительно тарированы.
Контроллер 20 меняет положение заслонок в зависимости от режима полета и управляющих воздействий пилота, обеспечивая тем самым потребный расход топлива и воздуха между каналами ЭХГ и камеры сгорания.
Электрохимический генератор (ЭХГ) 8 содержит батарею 12 элементов, например, твердотопливных. Однако возможно применение и других топливных элементов.
ЭХГ 8 может включать риформер 13, преобразующий поступающее углеводородное топливо в синтез-газ. Риформер 13 снабжен входами для подачи воздуха и углеводородного топлива, а выход соединен с входом батареи 12 топливных элементов. ЭХГ 8 может включать также камеру дожигания 14 синтез-газа, выходящего из батареи топливных элементов, вход которой соединен с выходом батареи 12, а выход - с камерой смешения 10 на выходе камеры сгорания 4. Выработанный риформером 13 синтез-газ поступает в батарею 12 твердооксидных топливных элементов (ТОТЭ), работающих на выработанном синтез-газе, заслонка 17 связана с контроллером и разделяет воздушный поток на используемый для выработки синтез-газа в риформере 13 и на поступающий в качестве окислителя непосредственно в батареи 12 топливных элементов.
Электрохимический генератор 8 дополнительно может быть связан с внешними (бортовыми) потребителями электроэнергии.
Анализ вопросов согласования работы газодинамической и электрохимических составляющих ГТРД с ЭХГ на основе батареи топливных элементов на крейсерском и взлетном режиме показал целесообразность совмещения для привода вала 16 разнородных энергий - электроэнергии и тепловой энергии продуктов сгорания.
В канал ЭХГ 8 на крейсерском режиме идет основная часть воздуха, покидающего компрессор 3, а именно от 70% до 90% в зависимости от параметров конкретного двигателя. Под полученный на этом расчетном режиме физический расход воздуха проектируется ЭХГ.
Для обеспечения надежной и эффективной работы ЭХГ на других режимах расход воздуха через ЭХГ изменяется в ограниченных пределах. Для этих целей используется заслонка 9, регулирующая долю воздуха, идущего в каждый из каналов через традиционную камеру сгорания или ЭХГ.
Перед турбиной высокого давления расположена камера смешения 10, в которую поступает газ из двух каналов (канал 18 от ЭХГ и канал 19 от камеры сгорания). Из камеры смешения 10 весь газ поступает на турбину 5 компрессора.
В двухвальном ГТРД выработанная в ЭХГ электрическая мощность подводится к электродвигателю 7 на валу 16 с вентилятором 1 и редуктором 2, как дополнительная к мощности турбины 6 вентилятора.
Гибридный авиационный турбореактивный двигатель работает следующим образом.
При включении двигателя на аэродроме контроллер 20 устанавливает в соответствующее запуску положение заслонки 9 подачи воздуха и 11 подачи топлива.
В камеру сгорания 4 поступает сжатый воздух после компрессора 3 за вычетом расхода воздуха, подаваемого ЭХГ. При запуске примерно 10% воздуха поступает в ЭХГ, 90% - в камеру сгорания.
При переходе на другие режимы контроллер переключает заслонки в положение, соответствующее текущему режиму полета. Например, на крейсерском режиме контроллер переключает положение заслонок в положение, когда 70-90% воздуха поступает в ЭХГ, а 30-10% - в камеру сгорания.
От работы батареи 12 топливных элементов и камеры сгорания 4 включаются электродвигатель 7 и турбина 6, которые приводят во вращение валы 15 и 16. Работа привода валов от электродвигателя и турбины снижает нагрузку на камеру сгорания, что уменьшает токсичные выбросы и шум.
Особенностью предложенной схемы гибридного ТРД является то, что ЭХГ работает на протяжении всего полета с расходом воздуха через него, близким к расчетному, а согласование режимов дросселирования и регулирования происходят по топливовоздушным каналам, связанным с традиционной камерой сгорания.
Таким образом, предложенный ГТРД совмещает в силовой установке для привода вала разнородную энергию - электроэнергию и тепловую энергию продуктов сгорания.
Это сочетание повышает экономичность за счет более высокого КПД использования топлива в топливных элементах, уменьшает выбросы загрязняющих веществ, повышает надежность, упрощает задачи регулирования ГТРД на режимах полетного цикла магистрального самолета по сравнению с аналогами.
1. Гибридный турбореактивный авиационный двигатель, который содержит камеру сгорания и расположенный вне камеры электрохимический генератор на топливных элементах, связанные входом с источником углеводородного топлива и потоком сжатого в двигателе воздуха, при этом выход камеры сгорания связан через турбину высокого давления с турбиной низкого давления, а выход электрохимического генератора - с электродвигателем, установленным на валу турбины низкого давления, и контроллер, связанный с регулирующими органами, расположенными в тракте топлива и потока воздуха, и выполненный с возможностью регулирования соотношения потоков воздуха и потоков топлива, поступающих в электрохимический генератор и камеру сгорания, и совмещения для привода вала разнородных энергий электрогенератора и турбины низкого давления в виде электроэнергии и тепловой энергии продуктов сгорания.
2. Гибридный турбореактивный авиационный двигатель по п.1, отличающийся тем, что контроллер связан с регулирующими органами, один из которых расположен в тракте топлива от его источника к камере сгорания и электрохимическому генератору и регулирует распределение углеводородного топлива между электрохимическим генератором и камерой сгорания, а другой расположен в тракте потока воздуха на отводящем канале воздушного потока за компрессором и регулирует распределение воздуха между электрохимическим генератором и камерой сгорания.
3. Гибридный турбореактивный авиационный двигатель по п.1, отличающийся тем, что электрохимический генератор содержит риформер с входами для подачи воздуха и углеводородного топлива, а выход соединен с входом электрохимического генератора на топливных элементах.
4. Гибридный турбореактивный авиационный двигатель по п.1 или 3, отличающийся тем, что электрохимический генератор содержит камеру дожигания, вход которой соединен с выходом электрохимического генератора на топливных элементах, а выход - с камерой смешения на выходе камеры сгорания.
5. Гибридный турбореактивный авиационный двигатель по п.1, отличающийся тем, что электрохимический генератор связан с внешними (бортовыми) потребителями электроэнергии.
6. Гибридный турбореактивный авиационный двигатель по п.1, отличающийся тем, что выход электрохимического генератора соединен с камерой смешения на выходе камеры сгорания.
7. Гибридный турбореактивный авиационный двигатель по п.1, отличающийся тем, что на взлетном режиме поток воздуха, поступающий в электрохимический генератор, составляет 10-30%, а на крейсерском режиме - 70-90% от общего потока воздуха, поступающего в двигатель.
www.freepatent.ru
