RU2821119C1 - Turbine generator - Google Patents

Abstract

FIELD: turbomachine building.

SUBSTANCE: invention relates to the field of turbomachinery, namely to power generation systems based on a gas turbine engine having an axial compressor, invention can be used in power plants of aircraft, as well as an independent source of electric energy. In a turbine generator comprising a combustion chamber and a turbo compressor with an axial compressor located on it in front of the combustion chamber and a turbine behind the combustion chamber with the possibility of rotation of the rotor of the axial compressor and an electromechanical energy converter located coaxially to the rotor of the turbo compressor, wherein the axial compressor comprises stages with a row of blades of the guide apparatus, rigidly connected to the housing of the axial compressor, and a row of working blades; according to the invention, the rows of working blades of the axial compressor are located on the outer surface of the rotor formed by a cylindrical shell containing at least one annular section for fixing the outwardly oriented working blades, at least one end cover with trunnions for the rotor resting on the bearings and the annular bore on the cylindrical shell inner surface for the permanent magnets forming the integrated electromechanical energy converter rotor, wherein the stator is located in the inner cavity of the cylindrical shell.

EFFECT: higher productiveness and efficiency due to expansion of functional capabilities of components of aircraft power plant by means of integration of gas turbine engine and electromechanical energy converter, which form power unit, into single unit.

1 cl, 3 dwg

Description

Изобретение относится к области турбомашиностроения, а именно к системам выработки энергии на базе газотурбинного двигателя, имеющего осевой компрессор, изобретение может быть использовано в составе силовых установок летательных аппаратов, а также в качестве автономного источника электрической энергии.The invention relates to the field of turbomachinery engineering, namely to energy generation systems based on a gas turbine engine having an axial compressor. The invention can be used as part of aircraft power plants, as well as as an autonomous source of electrical energy.

Известен вспомогательный газотурбинный двигатель фирмы HoneywellHGT1700 [Danaraj E. J. Electrification for Aero-Engines: A Case Study of Modularization in New Product Development. - 2022.], содержащий осецентробежный компрессор, турбину компрессора и свободную турбину, осуществляющую привод движителя через механическую трансмиссию, а также выработку электрической энергии через генераторы, расположенные на коробке приводов и вынесенный от оси вращения двигателя.The Honeywell HGT1700 auxiliary gas turbine engine is known [Danaraj E. J. Electrification for Aero-Engines: A Case Study of Modularization in New Product Development. - 2022.], containing an axial-centrifugal compressor, a compressor turbine and a free turbine that drives the propulsion unit through a mechanical transmission, as well as generating electrical energy through generators located on the drive box and located away from the engine rotation axis.

Двигатель HGT1700 имеет ряд недостатков для применения в составе электрифицированных силовых установок (в том числе гибридных), в которых в качестве привода движителя используется электромеханический преобразователь энергии [Григорьев В. А. и др. Основы теории, расчета и проектирования воздушно-реактивных двигателей. - 2021.]. Преимущество этих силовых установок заключается в большей энергоэффективности за счет гибкости структуры и оптимизации работы отдельных подсистем (движитель, энергетическая установка). Практическая реализации перспективных силовых установок подобного рода с использованием существующего двигателя ограничена наличием механической трансмиссии, которая ведет к потерям мощности, обусловленным трением между отдельными элементами трансмиссии. Вынос электромеханического преобразователя энергии от оси двигателя увеличивает габариты двигателя и затрудняет осуществление отбора большей мощности от двигателя, вследствие невозможности размещения устройства с большими габаритными размерами. Следует отметить, что при существующем уровне техники потребность в отборе мощности, реализуемой в каскаде турбомашины, является неотъемлемым требованием для реализации турбоэлектрических и гибридных силовых установок летательных аппаратов [Григорьев В.А. и др. Основы теории, расчета и проектирования воздушно-реактивных двигателей. - 2021.].The HGT1700 engine has a number of disadvantages for use in electrified power plants (including hybrid ones), in which an electromechanical energy converter is used as a propulsion drive [Grigoriev V. A. et al. Fundamentals of the theory, calculation and design of air-breathing engines. - 2021.]. The advantage of these power plants is greater energy efficiency due to the flexibility of the structure and optimization of the operation of individual subsystems (propulsion unit, power plant). The practical implementation of promising power plants of this kind using an existing engine is limited by the presence of a mechanical transmission, which leads to power losses caused by friction between individual transmission elements. The removal of the electromechanical energy converter from the engine axis increases the dimensions of the engine and makes it difficult to extract more power from the engine, due to the impossibility of placing a device with large overall dimensions. It should be noted that with the existing level of technology, the need for power take-off, implemented in the turbomachine cascade, is an integral requirement for the implementation of turboelectric and hybrid power plants of aircraft [Grigoriev V.A. and others. Fundamentals of the theory, calculation and design of air-breathing engines. - 2021.].

Известна конструкция турбогенератора [Патент РФ №2767579, МПК F01D 15/10, турбогенератор / Н.А.Королев и др.; заявлено 29.01.2020; опубл. 29.07.2021 Бюл. №8], включающая в себя газогенератор, состоящий из последовательно соединенных воздухозаборного устройства, снабженного защитной сеткой, центробежного компрессора, противоточной камеры сгорания, центростремительной турбины, выходного устройства; электромеханический стартер-генератор, состоящий из ротора, снабженного постоянными магнитами, закрытым снаружи бандажом, и статора, снабженного электрической обмоткой; систему автоматического управления; топливную систему; систему жидкой смазки, причем ротор электрического стартер-генератора установлен на две подшипниковые опоры, охлажденные жидкой смазкой, колесо компрессора выходным фланцем разъёмно присоединено к выходному фланцу колеса турбины и расположено консольно относительно опоры ротора электрического стартер-генератора, при этом внутренняя обойма подшипника одной из опор упирается о входной фланец колеса компрессора, колесо турбины и ротор электрического стартер-генератора оснащены шлицевым соединением, расположенным на расстоянии не более одного диаметра внутренней обоймы подшипника от входного фланца колеса компрессора, а ротор электрического стартер-генератора, подшипник опоры, колесо компрессора и турбина соединены разъемным крепежом, расположенным на расстоянии на более пяти диаметров внутренней обоймы подшипника от входного фланца колеса компрессора.The design of a turbogenerator is known [RF Patent No. 2767579, IPC F01D 15/10, turbogenerator / N.A. Korolev et al.; declared 01/29/2020; publ. 07/29/2021 Bulletin. No. 8], which includes a gas generator consisting of a series-connected air intake device equipped with a protective mesh, a centrifugal compressor, a counterflow combustion chamber, a centripetal turbine, and an outlet device; an electromechanical starter-generator consisting of a rotor equipped with permanent magnets, externally closed by a bandage, and a stator equipped with an electric winding; automatic control system; fuel system; a liquid lubrication system, wherein the rotor of the electric starter-generator is mounted on two bearing supports, cooled by liquid lubricant, the compressor wheel with an output flange is detachably attached to the output flange of the turbine wheel and is located in a cantilever relative to the rotor support of the electric starter-generator, while the inner race of the bearing of one of the supports rests on the input flange of the compressor wheel, the turbine wheel and the rotor of the electric starter-generator are equipped with a spline connection located at a distance of no more than one diameter of the inner race of the bearing from the input flange of the compressor wheel, and the rotor of the electric starter-generator, the support bearing, the compressor wheel and the turbine are connected detachable fasteners located at a distance of more than five diameters of the inner race of the bearing from the inlet flange of the compressor wheel.

Недостатками данной конструкции являются большой осевой габаритный размер и невысокий коэффициент полезного действия. Большие массогабаритные размеры обуславливаются потребностью в выносе коаксиально расположенного стартер-генератора в противоположную сторону от компрессора относительно входного устройства, при этом увеличение длины будет пропорционально увеличению мощности электромеханического генератора энергии. Невысокий коэффициент полезного действия установки обуславливается ограничением степени повышения давления в ступени центробежного компрессора. Невысокий коэффициент полезного действия описанной конструкции не позволит реализовать силовую установку с приемлемой для характеристик летательного аппарата эффективностью.The disadvantages of this design are the large axial overall size and low efficiency. Large weight and dimensions are determined by the need to move the coaxially located starter-generator in the opposite direction from the compressor relative to the input device, while the increase in length will be proportional to the increase in the power of the electromechanical energy generator. The low efficiency of the installation is due to the limitation of the degree of pressure increase in the centrifugal compressor stage. The low efficiency of the described design will not allow the implementation of a power plant with an efficiency acceptable for the characteristics of the aircraft.

Известная конструкция газотурбинного двигателя [Патент РФ №2657051, МПК F01D 15/10, газотурбинный двигатель / А.В. Григорьев и др.; заявлено 07.12.2016; опубл. 09.06.2018 Бюл. № 16], содержащая ротор турбокомпрессора, центробежный компрессор которого содержит рабочее колесо и электрическую машину, содержащую систему постоянных магнитов. Согласно изобретению, ротор электрической машины выполнен как единое целое с рабочим колесом центробежного компрессора. Постоянные магниты размещены в покрывающем кольце и удерживаются силовым кольцом, образуя при этом часть рабочего колеса компрессора. Рабочее колесо центробежного компрессора, покрывающее и силовое кольцо, выполнены из полимерного композиционного материала.Well-known design of a gas turbine engine [RF Patent No. 2657051, IPC F01D 15/10, gas turbine engine / A.V. Grigoriev and others; declared 12/07/2016; publ. 06/09/2018 Bulletin. No. 16], containing a turbocharger rotor, the centrifugal compressor of which contains an impeller and an electric machine containing a system of permanent magnets. According to the invention, the rotor of an electric machine is made as a single unit with the impeller of a centrifugal compressor. Permanent magnets are placed in the cover ring and are held by the force ring, thereby forming part of the compressor impeller. The centrifugal compressor impeller, cover and power ring are made of polymer composite material.

Недостатками являются конструктивная сложность, низкая эффективностью центробежного компрессора и электрической машины, а также низкая мощностью последней. Внедрение магнитов в покрывающий диск центробежного компрессора ведет к увеличению центробежных нагрузок, что в свою очередь оказывает влияние на радиальные деформации, осложняя реализацию требуемого в конструкции турбомашины радиального зазора. Увеличение радиального зазора неминуемо ведет к снижению коэффициента полезного действия турбомашины вследствие роста паразитных течений в радиальном зазоре. Размещение сборки постоянных магнитов в покрывном диске, выполненном из композиционного материала, препятствует созданию магнитного потока в радиальном зазоре электрической машины, это обуславливается высокой магнитной проницаемостью композиционного материала. В результате коэффициент полезного действия электрической машины оказывается низким, в результате возникает потребность в размещении достаточно большого числа постоянных магнитов, что ведет к увеличению массы конструкции. Низкая теплопроводность композиционного материала осложняет отвод тепла от сборки постоянных магнитов, что может приводить к повышенному уровню потерь или выходу из строя электромеханического преобразователя энергии. Мощность электрической машины ограничивается длиной ступени центробежного компрессора, что не позволяет реализовать электрическую машину, способную осуществлять электроснабжение движителей летательного аппарата.The disadvantages are the design complexity, the low efficiency of the centrifugal compressor and the electric machine, as well as the low power of the latter. The introduction of magnets into the covering disk of a centrifugal compressor leads to an increase in centrifugal loads, which in turn affects radial deformations, complicating the implementation of the radial clearance required in the design of the turbomachine. An increase in the radial clearance inevitably leads to a decrease in the efficiency of the turbomachine due to an increase in parasitic flows in the radial clearance. Placing an assembly of permanent magnets in a covering disk made of a composite material prevents the creation of a magnetic flux in the radial gap of an electric machine; this is due to the high magnetic permeability of the composite material. As a result, the efficiency of the electric machine turns out to be low, resulting in the need to place a sufficiently large number of permanent magnets, which leads to an increase in the weight of the structure. The low thermal conductivity of the composite material makes it difficult to remove heat from the permanent magnet assembly, which can lead to increased losses or failure of the electromechanical energy converter. The power of an electric machine is limited by the length of the centrifugal compressor stage, which does not allow the implementation of an electric machine capable of supplying power to aircraft propulsors.

Известна конструкция осевого компрессора со встроенным электромеханическим преобразователем энергии [Патент РФ №2667532, МПК F04D 19/02, многоступенчатая турбомашина со встроенными электродвигателями / Л. Бергамини и др.; заявлено 02.02.2015; опубл. 21.09.2018], содержащая корпус с впускным отверстием для текучей среды и выпускным отверстием для текучей среды и несколько ступеней, расположенных в корпусе. Проточная часть проходит от входного отверстия для текучей среды к выходному отверстию для текучей среды через указанные последовательно расположенные ступени. Каждая ступень состоит из вращающегося рабочего колеса и электромеханического преобразователя энергии, встроенного в корпусе и расположенного с возможностью вращения рабочего колеса с регулируемой скоростью вращения. Каждый электродвигатель содержит ротор, расположенный на рабочем колесе и вращающийся с ним как одно целое, и статор, неподвижно расположенный в корпусе. Пары последовательно расположенных рабочих колес выполнены с возможностью вращения в противоположных направлениях.The design of an axial compressor with a built-in electromechanical energy converter is known [RF Patent No. 2667532, IPC F04D 19/02, multi-stage turbomachine with built-in electric motors / L. Bergamini et al.; declared 02/02/2015; publ. 09/21/2018], containing a housing with an inlet for fluid and an outlet for fluid and several stages located in the housing. The flow path extends from the fluid inlet to the fluid outlet through said sequential stages. Each stage consists of a rotating impeller and an electromechanical energy converter built into the housing and positioned to allow the impeller to rotate at a variable speed. Each electric motor contains a rotor located on the impeller and rotating with it as one unit, and a stator stationary in the housing. Pairs of successively located impellers are designed to rotate in opposite directions.

Недостатком данной конструкции является низкая загруженность ступеней компрессора, обусловленная невысокой окружной скоростью на периферии лопаток. В результате для обеспечения заданной степени повышения давления, обеспечивающей приемлемый коэффициент полезного действия устройства, потребуется значительно увеличить число ступеней компрессора, что неминуемо приведет к увеличению осевого габаритного размера. В свою очередь повышение габаритных размеров энергетической установки не позволит использовать ее в составе силовой установки летательного аппарата.The disadvantage of this design is the low load on the compressor stages, due to the low peripheral speed at the periphery of the blades. As a result, to ensure a given degree of pressure increase that ensures an acceptable efficiency of the device, it will be necessary to significantly increase the number of compressor stages, which will inevitably lead to an increase in the axial overall size. In turn, increasing the overall dimensions of the power plant will not allow its use as part of the power plant of an aircraft.

Наиболее близким к предлагаемому изобретению, принятым за прототип, является газотурбинный двигатель [Патент РФ №2321755, МПК F01D 15/10, турбомашина с встроенным пускателем-генератором (варианты) / М.Франше и др.; заявлено 15.07.2003; опубл. 10.04.2008 Бюл. №10], содержащий камеру сгорания и турбокомпрессор с осевым компрессором перед камерой сгорания и турбиной за камерой сгорания с возможностью вращения ротора осевого компрессора и электромеханического преобразователя энергии, расположенного коаксиально ротору турбокомпрессора, причем осевой компрессор содержит ступени с рядом лопаток направляющего аппарата, жестко соединенных с корпусом осевого компрессора, и рядом рабочих лопаток компрессора, а ряды рабочих лопаток осевого компрессора расположены на наружной поверхности ротора.The closest to the proposed invention, adopted as a prototype, is a gas turbine engine [RF Patent No. 2321755, IPC F01D 15/10, turbomachine with a built-in starter-generator (options) / M. Franchet et al.; declared 07/15/2003; publ. 04/10/2008 Bulletin. No. 10], containing a combustion chamber and a turbocharger with an axial compressor in front of the combustion chamber and a turbine behind the combustion chamber with the possibility of rotating the rotor of the axial compressor and an electromechanical energy converter located coaxially with the rotor of the turbocompressor, wherein the axial compressor contains stages with a number of guide vanes rigidly connected to the housing of the axial compressor, and a row of compressor working blades, and the rows of working blades of the axial compressor are located on the outer surface of the rotor.

Недостатками прототипа являются высокая масса компрессора, низкая мощность электрической машины и потребность в выполнении дисков из магнитного материала. Высокая масса компрессора обуславливается наличием дисков под рядами рабочих лопаток. Мощность электромеханического преобразователя энергии ограничивается габаритами расточки диска, вследствие чего интеграция стартер-генератора с высокой выходной мощностью ограничена, что в свою очередь не позволяет реализовать электроснабжение движителей летательного аппарата. Увеличение радиального размера неминуемо ограничивается механической прочностью диска, поэтому для размещения электромеханического преобразователя энергии требуется увеличение осевого габарита диска, при том на длину большую, чем длина широкохордной лопатки. Потребность в выполнении диска из магнитного материала обуславливается необходимостью создания магнитного поля в зазоре электромеханического преобразователя энергии, это накладывает дополнительные ограничения на конструкцию газотурбинного двигателя, так как не позволяет применять большинство алюминиевых, титановых и никелевых сплавов.The disadvantages of the prototype are the high mass of the compressor, the low power of the electric machine and the need to make disks from magnetic material. The high mass of the compressor is due to the presence of disks under the rows of working blades. The power of the electromechanical energy converter is limited by the dimensions of the disk bore, as a result of which the integration of a starter-generator with high output power is limited, which in turn does not allow the implementation of power supply to the aircraft propulsors. An increase in the radial size is inevitably limited by the mechanical strength of the disk, therefore, to accommodate an electromechanical energy converter, an increase in the axial size of the disk is required, moreover, by a length greater than the length of the wide-chord blade. The need to make a disk from a magnetic material is determined by the need to create a magnetic field in the gap of the electromechanical energy converter; this imposes additional restrictions on the design of the gas turbine engine, since it does not allow the use of most aluminum, titanium and nickel alloys.

Задачей изобретения является создание новой конструкции турбогенератора с достижением следующего технического результата: повышение производительности и эффективности за счет расширения функциональных возможностей компонентов силовой установки летательного аппарата с помощью интеграции газотурбинного двигателя и электромеханического преобразователя энергии, образующих энергетический узел, в единый агрегат.The objective of the invention is to create a new design of a turbogenerator with the achievement of the following technical result: increasing productivity and efficiency by expanding the functionality of the components of the aircraft power plant by integrating a gas turbine engine and an electromechanical energy converter, forming an energy unit, into a single unit.

Поставленная задача решается, а технический результат достигается тем, что в турбогенераторе, содержащем камеру сгорания и турбокомпрессор с осевым компрессором перед камерой сгорания и турбиной за камерой сгорания с возможностью вращения ротора осевого компрессора и электромеханического преобразователя энергии, расположенного коаксиально ротору турбокомпрессора, причем осевой компрессор содержит ступени с рядом лопаток направляющего аппарата, жестко соединенных с корпусом осевого компрессора, и рядом рабочих лопаток компрессора, а ряды рабочих лопаток осевого компрессора расположены на наружной поверхности ротора, в отличие от прототипа, ротор образован цилиндрической оболочкой, содержащей не менее одного кольцевого участка для закрепления ориентированных наружу рабочих лопаток, не менее одной торцевой крышки с цапфами для опирания ротора на подшипники и кольцевую расточку на внутренней поверхности цилиндрической оболочки для размещения постоянных магнитов, образующих ротор интегрированного электромеханического преобразователя энергии, причем статор расположен во внутренней полости цилиндрической оболочки.The problem is solved, and the technical result is achieved by the fact that in a turbogenerator containing a combustion chamber and a turbocharger with an axial compressor in front of the combustion chamber and a turbine behind the combustion chamber with the possibility of rotating the rotor of the axial compressor and an electromechanical energy converter located coaxially to the rotor of the turbocharger, wherein the axial compressor contains stages with a row of guide vanes rigidly connected to the axial compressor housing, and a row of compressor working blades, and the rows of axial compressor working blades are located on the outer surface of the rotor, unlike the prototype, the rotor is formed by a cylindrical shell containing at least one annular section for fastening outwardly oriented rotor blades, at least one end cover with axles for supporting the rotor on bearings and an annular bore on the inner surface of the cylindrical shell to accommodate permanent magnets forming the rotor of an integrated electromechanical energy converter, with the stator located in the inner cavity of the cylindrical shell.

Расположение постоянных магнитов во внутренней расточке цилиндрической оболочки, являющейся одновременно ротором компрессора и бандажной оболочкой электромеханического преобразователя энергии, позволяет существенно сократить массу силовой установки, что потенциально обеспечивает рост полезной нагрузки летательного аппарата, сокращение расхода топлива силовой установки и, как следствие, снижение выбросов вредных веществ. Предложенная конструкция расширяет функциональные возможности воздушных судов с электрифицированной силовой установкой, так как позволяет обеспечивать электроснабжение электромеханических приводов движителей вне зависимости от их расположения в самолете.The arrangement of permanent magnets in the internal bore of the cylindrical shell, which is both a compressor rotor and a bandage shell of an electromechanical energy converter, makes it possible to significantly reduce the weight of the power plant, which potentially increases the payload of the aircraft, reduces the fuel consumption of the power plant and, as a result, reduces emissions of harmful substances . The proposed design expands the functionality of aircraft with an electrified power plant, as it allows for power supply to electromechanical propulsion drives, regardless of their location in the aircraft.

Сущность изобретения поясняется чертежами: фиг. 1 - схема турбогенератора; фиг. 2 - схема осевого компрессора с интегрированным электромеханическим преобразователем энергии; фиг. 3 - разрез А-А фиг. 2, где:The essence of the invention is illustrated by drawings: Fig. 1 - turbogenerator diagram; fig. 2 - diagram of an axial compressor with an integrated electromechanical energy converter; fig. 3 - section A-A of Fig. 2, where:

1 - газотурбинный двигатель;1 - gas turbine engine;

2 - турбокомпрессор;2 - turbocharger;

3 - электромеханический преобразователь энергии;3 - electromechanical energy converter;

4 - осевая часть компрессор;4 - axial part of the compressor;

5 - центробежная часть компрессора;5 - centrifugal part of the compressor;

6 - камера сгорания;6 - combustion chamber;

7 - жаровая труба;7 - flame tube;

8 - турбина;8 - turbine;

9 - ротор турбогенератора;9 - turbogenerator rotor;

10 - радиально-упорная опора;10 - angular contact support;

11 - радиальная опора осевой части компрессора;11 - radial support of the axial part of the compressor;

12 - радиальная опора центробежной части компрессора;12 - radial support of the centrifugal part of the compressor;

13 - радиальная опора турбины;13 - radial turbine support;

14 - корпус;14 - body;

15 - корпус центробежного компрессора;15 - centrifugal compressor housing;

16 - переходный канал;16 - transition channel;

17 - корпус камеры сгорания;17 - combustion chamber housing;

18 - цилиндрическая оболочка;18 - cylindrical shell;

19 - ряды рабочих лопаток осевого компрессора;19 - rows of working blades of an axial compressor;

20-постоянные магниты;20-permanent magnets;

21- статор компрессора;21 - compressor stator;

22 - корпус осевого компрессора;22 - axial compressor housing;

23 - ряды лопаток направляющего аппарата;23 - rows of guide vanes;

24 - уплотнительные кольца;24 - sealing rings;

25- кольцевые участки;25-ring sections;

26- передняя цапфа;26- front axle;

27- задняя цапфа;27- rear axle;

28- призонные болты;28-fitted bolts;

29- шлицевая расточка;29-spline boring;

30- внутренняя расточка;30- internal boring;

31 - статор электромеханического преобразователя энергии;31 - stator of the electromechanical energy converter;

32 - корпус электромеханического преобразователя энергии;32 - housing of the electromechanical energy converter;

33 - змеевик;33 - coil;

34 - обмотка;34 - winding;

35 - выводное отверстие.35 - outlet hole.

На фиг. 1 представлена схема турбогенератора на базе газотурбинного двигателя 1, образованного в результате совмещения турбокомпрессора 2 и электромеханического преобразователя энергии 3 в единый агрегат. Направление течения рабочего тела проиллюстрировано стрелками. Размерность газотурбинного двигателя 1, обусловливающая наличие осевой 4 и центробежной части компрессора 5, определяется максимальной реализуемой мощностью электромеханического преобразователя энергии 3 (порядка нескольких мегаватт), пригодного для снабжения электрической энергией бортовой трехфазной сети самолета или вертолета в соответствии с ГОСТР54073-2017. Электромеханический преобразователь энергии 3 располагается коаксиально осевому компрессору 4. Части компрессора 4, 5 в составе турбогенератора предназначены для сжатия рабочего тела, поступающего в камеру сгорания 6, в которой к потоку рабочего тела подводится тепловая энергия. В данном случае это тепловая энергия продуктов сгорания рабочего тела и топлива, процесс сгорания которых осуществляется в жаровой трубе 7. В качестве топлива, подающегося в жаровую трубу 7, может выступать керосин ТС-1 или более экологичные альтернативные виды топлива. Энергия рабочего тела срабатывается на турбине 8, расположенной после камеры сгорания. Ротор турбогенератора9 на представленной схеме имеет четыре опоры, одну радиально-упорную 10и три радиальных 11, 12, 13. Радиально-упорная опора 10 предназначена для передачи осевых и радиальных нагрузок, приходящихся на ротор турбогенератора, на корпус 14 и размещается в передней полости турбогенератора. Радиальная опора осевой части компрессора 11расположена во внутренней полости осевой части компрессора и предназначена для компенсации нагрузок, возникающих в осевой части компрессора и электромеханическом преобразователе энергии и передачи их на корпус центробежного компрессора 15. Радиальная опора центробежной части компрессора 12 располагается во внутренней полости, образованной переходным каналом 16 между частями компрессора, и осуществляет передачу радиальных нагрузок, возникающих от центробежного компрессора 5, на корпус центробежного компрессора 15. Радиальная опора турбины 13 размещена за последней ступенью турбины и передает радиальные нагрузки от турбины через корпус камеры сгорания 17 на корпус центробежного компрессора 15.In fig. Figure 1 shows a diagram of a turbogenerator based on a gas turbine engine 1, formed by combining a turbocompressor 2 and an electromechanical energy converter 3 into a single unit. The direction of flow of the working fluid is illustrated by arrows. The dimension of the gas turbine engine 1, which determines the presence of an axial 4 and a centrifugal part of the compressor 5, is determined by the maximum realized power of the electromechanical energy converter 3 (of the order of several megawatts), suitable for supplying electrical energy to the on-board three-phase network of an aircraft or helicopter in accordance with GOSTR54073-2017. The electromechanical energy converter 3 is located coaxially with the axial compressor 4. Parts of the compressor 4, 5 as part of the turbogenerator are designed to compress the working fluid entering the combustion chamber 6, in which thermal energy is supplied to the working fluid flow. In this case, this is the thermal energy of the combustion products of the working fluid and fuel, the combustion process of which is carried out in the flame tube 7. The fuel supplied to the flame tube 7 can be TS-1 kerosene or more environmentally friendly alternative fuels. The energy of the working fluid is generated in turbine 8 located after the combustion chamber. The turbogenerator rotor9 in the presented diagram has four supports, one angular-thrust 10 and three radial 11, 12, 13. The angular-thrust support 10 is designed to transfer axial and radial loads falling on the turbogenerator rotor to the housing 14 and is located in the front cavity of the turbogenerator. The radial support of the axial part of the compressor 11 is located in the internal cavity of the axial part of the compressor and is designed to compensate for the loads arising in the axial part of the compressor and the electromechanical energy converter and transfer them to the housing of the centrifugal compressor 15. The radial support of the centrifugal part of the compressor 12 is located in the internal cavity formed by the transition channel 16 between the parts of the compressor, and transfers the radial loads arising from the centrifugal compressor 5 to the housing of the centrifugal compressor 15. The radial support of the turbine 13 is located behind the last stage of the turbine and transmits the radial loads from the turbine through the housing of the combustion chamber 17 to the housing of the centrifugal compressor 15.

На фиг. 2 проиллюстрирована часть турбогенератора, включающая электромеханический преобразователь энергии 3 и осевую часть компрессора 4. Отличительным признаком предложенной конструкции турбогенератора является цилиндрическая оболочка 18, являющаяся частью турбокомпрессора 2, причем на внешней поверхности цилиндрической оболочки 18 фиксируются ряды рабочих лопаток осевого компрессора 19, а на внутренней - постоянные магниты 20, образующие ротор электромеханического преобразователя энергии 3. In fig. Figure 2 illustrates a part of the turbogenerator, including an electromechanical energy converter 3 and the axial part of the compressor 4. A distinctive feature of the proposed design of the turbogenerator is the cylindrical shell 18, which is part of the turbocompressor 2, and rows of working blades of the axial compressor 19 are fixed on the outer surface of the cylindrical shell 18, and on the inner surface - permanent magnets 20 forming the rotor of the electromechanical energy converter 3.

Вид, представленный на фиг. 2, также включает в себя статор осевого компрессора 21, состоящий из корпуса осевого компрессора 22 и рядов направляющий аппаратов 23, расположенных за каждым рядом рабочих лопаток осевого компрессора 19. Основным назначением лопаток направляющего аппарата 23 является спрямление потока рабочего тела, поступающего от находящегося сверху по потоку ряда рабочих лопаток 19 к ряду рабочих лопаток, расположенному вниз по потоку. Нижние концы лопаток направляющего аппарата 23 жестко соединены с уплотнительными кольцами 24 из «истираемого материала» к примеру, графита. Аналогичные уплотнительные кольца размещаются и над рядами рабочих лопаток. Каждое уплотнительное кольцо 24 содержит на своей внутренней поверхности хрупкий материал, в котором при механическом контакте с роторной деталью компрессора образуется углубление, препятствующее возникновению паразитных течений в компрессоре. Статор осевого компрессора совместно с цилиндрической оболочкой 18 формируют проточную часть, в котором за счет вращения рядов рабочих лопаток 19к потоку рабочего тела подводится механическая энергия. The view shown in FIG. 2, also includes the stator of the axial compressor 21, consisting of the housing of the axial compressor 22 and rows of guide vanes 23 located behind each row of working blades of the axial compressor 19. The main purpose of the blades of the guide vane 23 is to straighten the flow of the working fluid coming from the one located above flow of a row of working blades 19 to a row of working blades located downstream. The lower ends of the guide vanes 23 are rigidly connected to sealing rings 24 made of “abradable material,” for example, graphite. Similar sealing rings are placed above the rows of rotor blades. Each sealing ring 24 contains on its inner surface a brittle material, in which, upon mechanical contact with the rotor part of the compressor, a depression is formed that prevents the occurrence of parasitic flows in the compressor. The stator of the axial compressor together with the cylindrical shell 18 forms a flow part, in which mechanical energy is supplied to the flow of the working fluid due to the rotation of rows of working blades 19.

На внешней поверхности цилиндрической оболочки предусмотрены кольцевые участки 25, на которые с помощью сварки или через соединение типа «ласточкин хвост» крепятся ряды рабочих лопаток 19, причем кольцевые участки 25 для обеспечения механической прочности имеют наружный диаметр больший, чем наружный диаметр цилиндрической оболочки. Фиксация цилиндрической оболочки 18 на опорах 10 и 11 осуществляется при помощи передней 26 и задней 27 цапф, причем крепление к ним цилиндрической оболочки осуществляется через призонные болты 28. Связь центробежной части компрессора и турбины осуществляется через шлицевую расточку 29. Так же передняя цапфа 26 осуществляет фиксацию постоянных магнитов 20, расположенных во внутренней расточке 30 цилиндрической оболочки 18 от осевых перемещений. Во внутренней полости, образованной постоянными магнитами, располагается статор электромеханического преобразователя 31 и корпус электромеханического преобразователя энергии 32. On the outer surface of the cylindrical shell there are annular sections 25 to which rows of working blades 19 are attached by welding or through a dovetail joint, and the annular sections 25 have an outer diameter larger than the outer diameter of the cylindrical shell to ensure mechanical strength. Fixation of the cylindrical shell 18 on the supports 10 and 11 is carried out using the front 26 and rear 27 axles, and the cylindrical shell is attached to them through tight-fitting bolts 28. The connection between the centrifugal part of the compressor and the turbine is carried out through a splined bore 29. Also, the front axle 26 provides fixation permanent magnets 20 located in the internal bore 30 of the cylindrical shell 18 from axial movements. In the internal cavity formed by permanent magnets, the stator of the electromechanical converter 31 and the housing of the electromechanical energy converter 32 are located.

На фиг. 3представлен разрез фиг. 2. Охлаждение статора осуществляется за счет протекания хладагента в змеевике 33, выполненном на внешней поверхности корпуса электромеханического генератора. Стрелки иллюстрируют направление намагниченности постоянных магнитов 20, образующих сборку Хальбаха, которая позволяет выполнять цилиндрическую оболочку из немагнитного материала, такого как титан или никелевый сплав. При этом охлаждение постоянных магнитов 20 осуществляется за счет теплоотвода в цилиндрическую оболочку 18 и последующего сброса тепла в поток рабочего тела, протекающий в проточной части, образованной рядами рабочих лопаток 19.In fig. 3 shows a section of FIG. 2. Cooling of the stator is carried out due to the flow of refrigerant in the coil 33, made on the outer surface of the electromechanical generator housing. The arrows illustrate the direction of magnetization of the permanent magnets 20 forming the Halbach assembly, which allows the cylindrical shell to be formed from a non-magnetic material such as titanium or a nickel alloy. In this case, the cooling of the permanent magnets 20 is carried out due to heat removal into the cylindrical shell 18 and subsequent heat release into the flow of the working fluid flowing in the flow part formed by rows of working blades 19.

Изобретение осуществляется следующим образом. В режиме запуска турбогенератора электромеханический преобразователь энергии 3 раскручивает турбокомпрессор 2 до выхода на номинальную частоту вращения, соответствующую режиму «малый газ». Работа электромеханического преобразователя энергии 3 осуществляется за счет подачи переменного тока от внешнего источник к фазам обмотки 34. Связь обмоток электромеханического преобразователя энергии с внешним источником питания осуществляется через выводные провода(не представлены на фигурах), расположенные в отверстии 35. После выхода на крейсерский режим электромеханический преобразователь переключается в режим генератора, переменный ток высокой частоты индуцируется в обмотках 34 за счет вращения полюсов постоянных магнитов 20. Возникающий ток высокой частоты подаётся через статический преобразователь в электрическую сеть воздушного суда. При этом на крейсерском режиме вырабатываемая электрическая энергия, проходя через статический преобразователь, помимо электроснабжения вспомогательных систем самолета, позволяет обеспечивать электроснабжение электромеханических приводов движителей летательного аппарата. Иными словами, предложенное решение является частью, гибридной силовой установки последовательной схемы.The invention is carried out as follows. In the turbogenerator startup mode, the electromechanical energy converter 3 spins up the turbocompressor 2 until it reaches the rated speed corresponding to the “idle gas” mode. The operation of the electromechanical energy converter 3 is carried out by supplying alternating current from an external source to the phases of the winding 34. The windings of the electromechanical energy converter are connected to the external power source through the lead wires (not shown in the figures) located in the hole 35. After reaching the cruising mode, the electromechanical the converter switches to generator mode, a high-frequency alternating current is induced in the windings 34 due to the rotation of the poles of permanent magnets 20. The resulting high-frequency current is supplied through a static converter to the electrical network of the aircraft. At the same time, in cruising mode, the generated electrical energy, passing through a static converter, in addition to power supply to the auxiliary systems of the aircraft, makes it possible to provide power supply to the electromechanical drives of the aircraft propulsors. In other words, the proposed solution is part of a hybrid power plant of a sequential circuit.

В предлагаемом изобретении за счет объединения газотурбинного двигателя 1 с электромеханическим преобразователем энергии 3 в единый агрегат - турбогенератор, обеспечивается снижение количества деталей и улучшение массогабаритных характеристик агрегата. Тесная интеграция обеспечивается совмещением функций ротора компрессора и бандажной оболочки постоянных магнитов в единой детали - цилиндрической оболочке 18. Использование предложенной конструкции в составе гибридной силовой установки позволяет оптимизировать турбогенератор под крейсерский режим работы, а движители располагать в месте, оптимальном с точки зрения воздушного судна. В результате масса энергетического узла гибридной силовой установки может быт снижена на 20 %, что потенциально обеспечивает рост полезной нагрузки летательного аппарата, сокращение расхода топлива силовой установки и, как следствие, снижение выбросов вредных веществ. Также предложенная конструкция турбогенератора может применяться в энергетике, судостроении и нефтегазовой промышленности и иных отраслях с потребностью в автономном источнике электрической энергии.In the proposed invention, by combining the gas turbine engine 1 with an electromechanical energy converter 3 into a single unit - a turbogenerator, the number of parts is reduced and the weight and size characteristics of the unit are improved. Close integration is ensured by combining the functions of the compressor rotor and the permanent magnet shroud shell in a single part - a cylindrical shell 18. The use of the proposed design as part of a hybrid power plant allows the turbogenerator to be optimized for cruising operation, and the propulsors to be located in a location that is optimal from the point of view of the aircraft. As a result, the mass of the power unit of a hybrid power plant can be reduced by 20%, which potentially increases the payload of the aircraft, reduces fuel consumption of the power plant and, as a result, reduces emissions of harmful substances. Also, the proposed design of a turbogenerator can be used in the energy, shipbuilding, oil and gas industries and other industries with a need for an autonomous source of electrical energy.

Claims (1)

Турбогенератор, содержащий камеру сгорания и турбокомпрессор с осевым компрессором перед камерой сгорания и турбиной за камерой сгорания с возможностью вращения ротора осевого компрессора и электромеханического преобразователя энергии, расположенного коаксиально ротору турбокомпрессора, причем осевой компрессор содержит ступени с рядом лопаток направляющего аппарата, жестко соединенных с корпусом осевого компрессора, и рядом рабочих лопаток компрессора, а ряды рабочих лопаток осевого компрессора расположены на наружной поверхности ротора, отличающийся тем, что ротор образован цилиндрической оболочкой, содержащей не менее одного кольцевого участка для закрепления ориентированных наружу рабочих лопаток, не менее одной торцевой крышки с цапфами для опирания ротора на подшипники и кольцевую расточку на внутренней поверхности цилиндрической оболочки для размещения постоянных магнитов, образующих ротор интегрированного электромеханического преобразователя энергии, причем статор расположен во внутренней полости цилиндрической оболочки.A turbogenerator containing a combustion chamber and a turbocharger with an axial compressor in front of the combustion chamber and a turbine behind the combustion chamber with the possibility of rotating the rotor of the axial compressor and an electromechanical energy converter located coaxially with the rotor of the turbocompressor, wherein the axial compressor contains stages with a number of guide vanes rigidly connected to the housing of the axial compressor compressor, and a row of compressor working blades, and the rows of working blades of an axial compressor are located on the outer surface of the rotor, characterized in that the rotor is formed by a cylindrical shell containing at least one annular section for securing outwardly oriented working blades, at least one end cover with axles for supporting the rotor on bearings and an annular bore on the inner surface of the cylindrical shell to accommodate permanent magnets forming the rotor of an integrated electromechanical energy converter, with the stator located in the inner cavity of the cylindrical shell.