Пристрій до газотурбінного двигуна літака для роботи на режимах стартово-посадочного циклу

Пристрій до газотурбінного двигуна літака для роботи на режимах стартово-посадочного циклу, котрий складається, з вхідного дифузора, компресора, камери згорання, турбіни, реактивного сопла, форсунок для подачі основного палива, приладів вимірювання, елементів керування та регулювання, який відрізняється тим, що додатково вводять конденсатор продуктів згорання для виділення води з продуктів згорання, з'єднаний по охолоджуючій стороні на вході з атмосферою, а на виході - з компресором, а по гріючій - з теплообмінним апаратом на вході і з резервуаром для зберігання конденсованої вологи - на виході, U 2 27729 1 3 Аналіз прототипу як і аналогів показує, що в них не досягається зменшення забруднення навколишнього середовища при роботі ГТД на холостому ходу, малому газі, при маневруванні на старті, хоча в [3] відмічено, що саме на старті при перебуванні літака в аеропорту, має місце максимальне виділення (85-90%) загальної кількості окислів вуглецю і незгорілих вуглеводнів, інших шкідливих речовин, визнане офіційними органами ІКАО небезпечним для перебування людей при значній інтенсивності польотів. В прототипі не можливе зменшення забруднення на режимах стартово-пускового циклу через неспроможність надзвукового вхідного дифузору і інших елементів ГТД в умовах відсутності кінетичного напору здійснювати необхідні перетворення суміші палива з продуктами згорання. В основу корисної моделі, що заявляється, поставлена задача розробити пристрій до ГТД літака для роботи на режимах стартовопосадочного циклу, елементи котрого забезпечать роботу ГТД з суттєво меншою кількістю шкідливих речовин в продуктах згорання. Елементи запропонованого пристрою направлені на те, щоб отримати на борту літака водень в атомарному чи молекулярному вигляді, котрий, являючись надзвичайно активним горючим елементом, суттєво покращує склад продуктів згорання, зменшуючи в них кількість незгорілих вуглеводнів, моноокислу вуглецю, ін [6]. До ГТД літака, що складається з вхідного дифузору, компресору, камери згорання, турбіни, реактивного сопла, форсунок, приладів вимірювання, елементів керування та регулювання, ін. для роботи на режимах стартовопосадочного циклу, пристроєм, що заявляється, додатково вводять конденсатор продуктів згорання для виділення води з продуктів згорання, з'єднаний по охолоджуючій стороні на вході з атмосферою, а на виході з компресором, а по гріючій - з теплообміним апаратом на вході і з резервуаром для зберігання конденсованої вологи на виході, резервуар для зберігання конденсованої вологи, з'єднаний на вході з конденсатором, а на виході через насос з баком палива, бак для змішування палива з водою з'єднаний на вході через насос з паливним баком і через насос з баком з водою, а на виході з теплообмінним апаратом підігріву паливо-водяної суміші, теплообмінний апарат підігріву паливоводяної суміші, гріючі поверхні котрого через потрубок з'єднуються з турбіною і підігріваються продуктами згорання, що викидаються, в конденсатор, а на відбираючу тепло поверхню котрого подається паливо-водяна суміш, що перетворюється в пар і виводиться через поршневий компресор для стиснення паливоводяної суміші, поршневий компресор, котрий кінематично з'єднаний через кривошипношатунний механізм з гальмівною системою літака і приводиться нею в дію і з'єднаний на вході з теплообмінним апаратом, а на виході з реактором для проходження реакцій парової конверсії суміші палива з водою, з'єднаний на вході з поршневим 27729 4 компресором, а на виході з баком для зберігання конвертованого палива, пальники для згорання нового палива, з'єднані на вході з резервуаром для зберігання нового палива, а на виході з камерою згорання. Суть корисної моделі пояснюється принциповою тепловою схемою включення пристрою в типову схему ГТД літака показаною на Фіг.1 (момент перетворення паливо водяної суміші в нове паливо і подача його в бак на зберігання). На Фіг.2 показано принципову теплову схему включення пристрою для подачі нового палива в камеру згорання разом з основним паливом при роботі ГТД в стартовому режимі. Елементи регулювання, контролю, керування, захисту, індикації і ін. на Фіг1, 2 не показані. ГТД, показаний на Фіг.1, 2, котрий складається з: 1 - вхідного дифузора, 2 - компресора, 3 камери згорання, 4 - турбіни, 5 - реактивного сопла, пристроєм додатково вводяться 6 конденсатор продуктів згорання, 7 - резервуар для зберігання води, 8 - теплообмінник для підігріву і пароутворення суміші палива з водою, 9 - бак для змішування палива з водою, 10 - поршневий компресор стиснення парів води і палива, 11 реактор здійснення реакцій перетворення парововодяної суміші в нове паливо, 12 - герметичний резервуар для зберігання нового палива, 13 кривошипно-шатунний механізм приводу поршневого компресора від гальмівної системи літака, 14 - насоси для подачи палива і води в теплообмінний апарат, 15 - патрубок підводу продуктів згорання з турбіни 4 в теплообмінний апарат 8, 16 - патрубки для прокачування повітря в компресор 2 через конденсатор 6, 17 - пальники подачі нового палива і 18 - форсунки подачі основного палива. Робота пристрою ГТД літака на режимах стартово-посадочного циклу відбувається при посадці літака, коли суттєво зменшується величина необхідної тяги двигуна. В цей момент деяка кількість продуктів згорання трубопроводом 15 відбираються з турбіни 4 і подається через теплообмінний апарат 8, де від них відбирається теплота паливо-водяною сумішшю, що поступає в теплообмінний апарат 8 з змішувача 9, і подаються в конденсатор продуктів згорання 6 на охолодження. Деяка кількість повітря з атмосфери прокачується через конденсатор 6, охолоджуючи продукти згорання і трубопроводом 16 подається в компресор 2. Вода з конденсатора 6 поступає в резервуар для зберігання води 7, насосом 14 подається на змішування з паливом поданим насосами 14 в бак для змішування палива з водою - 9. Далі паливо - водяна суміш прокачується через теплообмінний апарат - 8, де підігрівається продуктами згорання з вихлопу турбіни 4, поданими трубопроводом 15, перетворюється в пар, поступає в поршневий компресор 10 котрий кривошипно-шатунним приводом 13, приведеним в рух від гальмівної системи літака при посадці, стискує парову суміш палива з водою, суттєво підвищуючи температуру парової суміші до величин проходження реакції конверсії парової суміші і вище. Підігріта суміш парів поступає в 5 реактор - конвектор 11 (наприклад, на каталітичні поверхні на котрих можна стимулювати проходження реакцій конверсії парової суміші і виділення водню), далі нове паливо поступає до резервуару 12 для зберігання. Під час старту при роботі ГТД на режимах взльотно-посадочного циклу нове паливо з резервуару 12 подається в пальники 17 і згорає в камері згорання 3 разом з основним паливом поданим в форсунки 18. Можливість реалізації пристрою для роботи ГТД літака підтверджено розрахунками основних величин робочих поверхонь елементів і орієнтовної ваги цих апаратів, а саме: конденсатора, теплообмінного апарату, поршневого компресора, реактора - конвертера. Розрахунки проведено для літака серійного типу з стартовою масою - 20тон., швидкістю посадки 100км/год, силовою установкою – 2 ГТД типу АИ30, потужністю 1838квт. Витрати палива на крейсерському режимі прийняті 0,279кг/сек. Час перебування літака на старті - 26 хвилин, витрати палива на стартовому циклі - 50кг, час посадки літака - 5 хвилин, кількість палива, що необхідно конвертувати - 5кг, витрати води для повного завершення реакцій - 29кг . [7]. Результати розрахунків подані в таблиці 1. 27729 6 6. Носач В.Г., Филипчук В.Е. и др. Экономные системы отопления нагревательных печей с пониженным содержанием вредных веществ в продуктах сгорания. «Повышение эффективности использования топлива в энергетике.» Респ. научн. - техн. конф. 24-25 марта, К., 1992г. 7. Справочник азотчика в 2-х томах. М., Химия, 1989г. Таблиця 1 № 1 2 3 4 Назва апарату, одиниці Конденсатор, кг/сек. Теплообмінний апарат, Вт Поршневий компресор, кВт Реактор - конвертор, л/сек. Розрахунки основних елементів пристрою проведені на математичних моделях з використанням пакету Control System Toolbox середовища Matlab і його бібліотеки Simulink. Результати розрахунків підтвердили можливість за допомогою заявляемого пристрою управляти складом продуктів згорання, покращити показники мікроклімату в аеропортах, забезпечити працездатність пасажирів і комфортні умови для їх перебування під час перельотів. Корисну модель, що заявляється, можна успішно використовувати на залізничному, автомобільному, морському транспорті, в інших галузях господарства. Джерела інформації: 1. Способ взлета самолета. Патент RU №2128127, кл. В24С, 15/02, 1996. 2. Report to Congress "Comprehensive Program Plan for Advanced Turbine Systems", U.S. Department of Energy, May 1993. 3. Канило П.М. и др. Энергетические и экологические характеристики ГТД при использовании углеводородных топлив и водорода. К., Наукова думка, 1987, 220с. 4. Способ питания силовой установки. AC SU №1027421, кл. F02В43/02 1983г. 5. Газотурбинный двигатель. AC SU №1759074, кл. F02К9/00, 1989г. потужність 0,5 200 0,2 110 Площа робочої поверхні, поверхні каталізатора м2, 0,04 0,1 0,04 2,5 вага апарату, кг 0,9 3 10 8,5