Система охлаждения двух турбин высокого давления турбореактивного двухконтурного двигателя самолета

Авторы патента:

F02C7/12 - охлаждение установок (охлаждение отдельных частей см. соответствующие подклассы, например F01D; охлаждение двигателей вообще F01P)

Владельцы патента RU 2605143:

Сиротин Валерий Николаевич (RU)

Изобретение относится к авиационной технике, а именно к системе охлаждения двух турбин высокого давления турбореактивного двухконтурного двигателя самолета. Система охлаждения двух турбин высокого давления турбореактивного двухконтурного двигателя включает в себя корпус турбины, первую турбину высокого давления с лопатками и вторую турбину высокого давления. Первая турбина высокого давления расположена на наружном валу, на котором также расположены турбины компрессора второго контура. Вторая турбина высокого давления расположена на внутреннем валу, на котором также расположены турбины компрессора первого контура и турбины низкого давления. Внутри турбин высокого давления расположены внутренние испарители. Система содержит конденсатор, располагаемый снаружи корпуса фюзеляжа самолета, который соединен с компрессором и внутренними и наружными испарителями при помощи капиллярных трубок. Компрессор при помощи редуктора и зубчатой передачи подключен к первой турбине высокого давления, при этом наружные испарители расположены внутри бака с незамерзающей жидкостью. Достигается повышение эффективности охлаждения турбореактивного двигателя. 5 ил.

Изобретение относится к авиационной технике, а именно к системе охлаждения двух турбин высокого давления турбореактивного двухконтурного двигателя самолета.

Из уровня техники (RU 2457151 С1) известен маневренный самолет с газодинамической системой управления, который содержит фюзеляж, крыло, два турбореактивных двигателя, газодинамическую систему управления и систему охлаждения турбин высокого давления.

Недостатком данного самолета является слабое охлаждение турбины высокого давления, а следовательно - сильный перегрев каждой турбины турбореактивного двигателя.

За прототип была взята система охлаждения турбореактивного двигателя самолета (RU 2371352 C1), который содержит фюзеляж, крыло и газотурбинную установку, включающую турбореактивный двигатель с турбиной высокого давления, имеющий регулируемое реактивное сопло с изменяемым направлением вектора тяги и систему охлаждения турбины высокого давления.

Недостатком прототипа также является сильный перегрев турбины турбореактивного двигателя за счет недостаточной эффективности работы системы охлаждения турбин высокого давления.

Таким образом, техническим результатом, на достижение которого направлено заявленное изобретение, является повышение эффективности охлаждения турбореактивного двигателя, а именно снижение температуры рабочего колеса каждой турбины высокого давления первого и второго контура, и связанного с ним уменьшения радиального зазора между статором и рабочим колесом в схеме двухконтурного двигателя.

В заявленной системе лопатки турбин высокого давления охлаждаются воздухом, отобранным у испарителя, который расположен внутри турбин высокого давления. Работающий испаритель понижает температуру внутри турбин высокого давления. Охлажденный воздух, направляемый козырьком в виде ковша, расположенного возле каждой лопатки турбин высокого давления, выбрасывается сверху лопатки между стенками статора радиального зазора.

Система охлаждения двух турбин высокого давления турбореактивного двухконтурного двигателя включает в себя корпус турбины, первую турбину высокого давления с лопатками (лопастями) и вторую турбину высокого давления. Первая турбина высокого давления расположена на наружном валу, на котором также расположены турбины компрессора второго контура, а вторая турбина высокого давления расположена на внутреннем валу, на котором также расположены турбины компрессора первого контура и турбины низкого давления. Внутри турбин высокого давления расположены внутренние испарители. Система содержит конденсатор, располагаемый снаружи корпуса фюзеляжа самолета, который соединен с компрессором и внутренними и наружными испарителями при помощи капиллярных трубок. Компрессор при помощи редуктора и зубчатой передачи подключен к первой турбине высокого давления, при этом наружные испарители расположены внутри бака с незамерзающей жидкостью.

Далее более подробно заявленное изобретение поясняется чертежами, на которых:

на фиг. 1 - изображен продольный разрез двигателя с системой охлаждения.

На фиг. 2 - показан продольный разрез двигателя с системой охлаждения турбины высокого давления.

На фиг. 3 - изображена схема работы системы охлаждения турбореактивного двигателя.

На фиг. 4 - изображена рабочая лопатка турбины высокого давления.

На фиг. 5 - изображена часть турбины высокого давления в разрезе и разрез лопатки.

Система охлаждения турбин высокого давления турбореактивного двухконтурного двигателя (ТРДД) содержит первую турбину высокого давления (1) и вторую турбину высокого давления (4). Первая турбина высокого давления (1) расположена на наружном валу (2), на котором также расположены турбины (3) компрессора второго контура. Вторая турбина высокого давления (4) расположена на внутреннем валу (5), на котором также расположены турбины компрессора (6) первого контура, а также турбины низкого давления (7). Внутри турбин высокого давления расположены внутренние испарители (8а) и (8б), охлаждающие внутреннюю полость турбин высокого давления. Охлажденный воздух испарителями (8а) и (8б) из полости турбин (1) и (4) высокого давления направляется ковшеобразным козырьком (10) (см. фиг. 5) в эллипсовидную полость (11) лопатки (12) турбин (1) и (4) высокого давления, и охлажденный воздух выбрасывается через радиальный зазор (13) между статором корпуса (14) двигателя и лопатки (12) рабочего колеса турбин высокого давления в сопло турбореактивного двигателя.

Система охлаждения турбин высокого давления турбореактивного двухконтурного двигателя работает следующим образом:

напряжение с генераторов подается на электростартер (15), расположенный на корпусе редуктора (16), соединенный зубчатой передачей (17) с наружным валом (2). Электростартер (15) начинает вращать наружный вал (2), на котором расположены турбины (3) компрессора второго контура, а также турбина (1) высокого давления. Одновременно на форсунки (18), расположенные внутри камеры сгорания (19), подается топливо, после чего происходит поджог топлива. Горящее пламя из камеры сгорания (19) направляется на лопатки (12) вращающего рабочего колеса турбины (1) высокого давления. После повышения температуры на турбине высокого давления турбина (4) начинает самостоятельно вращаться. Турбина высокого давления (4), расположенная на внутреннем валу (5), начинает вращать турбины компрессора (6) первого контура, а также турбины низкого давления (7). Двигатель начинает работать в штатном режиме, при этом одновременно работает компрессор (20), расположенный на редукторе (16) с зубчатой передачей (17). В процессе работы компрессор (20) засасывает пары фриона, сжимает их и нагнетает их в конденсатор (21), расположенный снаружи корпуса фюзеляжа самолета (на фиг. 1 изображено схематично). В конденсаторе (21) горячие пары фриона охлаждаются забортным воздухом, после чего пары фриона переходят в жидкое состояние. Жидкий фрион под давлением нагнетается и поступает в капиллярную трубку и через нее во внутренний испаритель (8а) и наружный испаритель (8б), расположенный внутри бака (22) с незамерзающей жидкостью.

Таким образом, в испарителях (8а) и (8б) образуется давление ниже, чем в конденсаторе (21), поэтому поступающий жидкий фрион испаряется, отнимая тепло от стенок испарителей (8а) и (8б) и соприкасающегося с ним воздуха в полостях турбин высокого давления, а также в баке (22) с незамерзающей жидкостью. Пары фриона из испарителей (8а) и (8б) отсасываются в компрессор (20), и цикл повторяется. Для поддержания требуемого теплового режима внутри полости турбин высокого давления (1) и (4) рядом с испарителем (8) расположен датчик температуры, а также датчик температуры расположен внутри бака (22) с незамерзающей жидкостью. Оба показания температурного режима с обоих датчиков приходят на дисплей в кабину пилота.

Охлаждение воздуха внутри полости турбин высокого давления, а также охлаждение жидкости в баке, прикрепленном к статору корпуса двигателя, уменьшают температуру рабочего колеса турбин высокого давления, увеличивая тем самым ресурс и надежность работы турбореактивного двухконтурного двигателя (ТРДД). Понижение уровня температуры рабочего колеса турбин высокого давления, а также рабочего места статора корпуса двигателя уменьшает его расширение и позволяет уменьшить радиальный зазор между торцом лопатки и статором корпуса, увеличивая КПД турбин высокого давления и повышая экономичность двигателя.

Система охлаждения двух турбин высокого давления турбореактивного двухконтурного двигателя, характеризующаяся тем, что включает в себя корпус турбины, первую турбину высокого давления с лопатками и вторую турбину высокого давления, причем первая турбина высокого давления расположена на наружном валу, на котором также расположены турбины компрессора второго контура, а вторая турбина высокого давления расположена на внутреннем валу, на котором также расположены турбины компрессора первого контура и турбины низкого давления, причем внутри турбин высокого давления расположены внутренние испарители, при этом система содержит конденсатор, располагаемый снаружи корпуса фюзеляжа самолета, который соединен с компрессором и внутренними и наружными испарителями при помощи капиллярных трубок, причем компрессор при помощи редуктора и зубчатой передачи подключен к первой турбине высокого давления, при этом наружные испарители расположены внутри бака с незамерзающей жидкостью.

Газогенератор высокотемпературного газотурбинного двигателя содержит центробежное колесо-крыльчатку, диффузор-выпрямитель, отделенный от последнего полостью радиального кольцевого зазора и имеющий в нижней своей части кольцевой фланец, корпус силовой задний, камеру сгорания и турбину высокого давления.

Турбомашина с нагревом проточной части // 2582373

Изобретение относится к паровым и газовым турбинам. Турбина с нагревом проточной части, по меньшей мере, включает в себя корпус с каналом для газа или жидкости нагрева проточной части, ротор, рабочие лопатки; входной патрубок для газа или жидкости нагрева проточной части, выходной патрубок для газа или жидкости нагрева проточной части; входной патрубок рабочего тела, выходной патрубок рабочего тела, подшипниковый узел, концевое уплотнение.

Устройство охлаждения лопаток турбины газотурбинной установки // 2578387

Устройство охлаждения лопаток турбины газотурбинной установки включает рабочие и сопловые лопатки с элементами их подключения к системе охлаждения. Система охлаждения представляет собой электропроводящую схему, соединяющую анод и катод.

Двигатель внутреннего сгорания с турбиной, охлаждаемой жидкостью, и способ охлаждения турбины // 2575594

Изобретение относится к двигателю внутреннего сгорания, содержащему по меньшей мере одну турбину с жидкостным охлаждением, в котором турбина, содержащая кожух, снабжена по меньшей мере одной рубашкой охлаждения, встроенной в кожух для формирования системы жидкостного охлаждения.

Способ охлаждения лопаток турбины газотурбинной установки // 2573551

Способ охлаждения лопаток турбин газотурбинной установки осуществляют с помощью контура охлаждения. Контур охлаждения выполнен в виде электропроводящей схемы, элементы которой размещают на конструктивных элементах турбины с образованием катода путем нанесения термоэмиссионного слоя на лопатки из электропроводящего материала, эмитирующего электроны в рабочее тело при нагреве, и анода, который укрепляют через слой электроизоляции внутри корпуса, например на внутренней стенке корпуса, и воспринимающего электроны эмиссии из рабочего тела.

Газотурбинный двигатель // 2573094

Газотурбинный двигатель включает в себя компрессор, осуществляющий сжатие воздуха, поступающего из воздухозаборника, камеру сгорания, в которой осуществляется сжигание топлива с использованием сжатого воздуха, в результате чего вырабатывается горячий газ, и турбину.

Устройство сегмента горячих газов // 2567479

Изобретение относится к энергетике. Устройство сегмента горячих газов для камеры сгорания газовой турбины, содержащее один сегмент горячих газов, установленный с возможностью съема на несущем элементе и подвергающийся со своей наружной стороны воздействию горячих газов и охлаждаемый инжекционным образом со своей внутренней стороны, при этом инжекционная пластина с множеством распределенных инжекционных отверстий расположена на расстоянии с внутренней стороны указанной инжекционной пластины, причем средство подачи охлаждающего воздуха предусмотрено для загрузки указанной инжекционной пластины находящимся под давлением охлаждающим воздухом для генерирования через указанные инжекционные отверстия струй охлаждающего воздуха.

Способ эксплуатации газовой турбины, система охлаждения газовой турбины и газовая турбина, содержащая такую систему // 2550371

Способ эксплуатации газовой турбины включает в себя сжатие рабочей текучей среды с помощью компрессора, перегрев сжатой рабочей текучей среды путем ее подачи в по меньшей мере одну камеру сгорания, последующее расширение перегретой сжатой рабочей текучей среды в по меньшей мере одной расширительной турбине с обеспечением выработки энергии.

Охлаждаемая турбина // 2546371

Охлаждаемая турбина авиационного газотурбинного двигателя содержит рабочее колесо с установленными на нем рабочими лопатками с двумя контурами охлаждения, последовательно соединенные с воздушными каналами в рабочем колесе, с независимыми кольцевыми диффузорными каналами, сопловые лопатки и теплообменник.

Многоточечный инжектор для камеры сгорания турбомашины // 2543097

Устройство инжектирования топлива для кольцевой камеры сгорания турбомашины содержит контур управления, постоянно питающий инжектор, выходящий открывающийся в первую трубку Вентури, и многоточечный контур.

Способ охлаждения двухконтурного турбореактивного двигателя // 2617026

Способ охлаждения двухконтурного турбореактивного двигателя заключается в сжатии воздуха, используемого при охлаждении, в компрессоре с последующим его охлаждением в теплообменнике, установленном во втором контуре двигателя. Воздух в теплообменник поступает из смесителя, в котором воздух, поступающий из компрессора, смешивается с воздухом, поступающим из теплообменника. Изобретение направлено на повышение экономичности и тяги двигателя в условиях взлета. 3 з.п. ф-лы, 8 ил.

Охлаждаемая турбина двухконтурного газотурбинного двигателя // 2627748

Охлаждаемая турбина двухконтурного газотурбинного двигателя содержит сопловой аппарат турбины с сопловыми лопатками, диск с рабочими лопатками, многоканальный воздуховод. Входная полость многоканального воздуховода сообщена с источником охлаждающего воздуха, а выходная полость соединена с одной стороны через дополнительный аппарат закрутки статора, дополнительный безлопаточный диффузор и дополнительные воздушные каналы с внутренней полостью каждой рабочей лопатки, расположенной у входной кромки. С другой стороны выходная полость многоканального воздуховода соединена через аппарат закрутки статора, безлопаточный диффузор и воздушные каналы с остальной полостью каждой рабочей лопатки. Полость на выходе из дополнительного аппарата закрутки статора отделена от полости на входе в безлопаточный диффузор подвижным уплотнением. Дополнительный безлопаточный диффузор выполнен в виде канала, образованного двумя стенками, одна из которых размещена на сопловом аппарате турбины, а другая выполнена в виде покрывного диска, соединенного с диском с рабочими лопатками. Дополнительные воздушные каналы размещены в полотне покрывного диска и на входе отделены дополнительным подвижным уплотнением от проточной части турбины, а на выходе образован кольцевой коллектор, сообщенный с внутренней полостью каждой рабочей лопатки, расположенной у входной кромки. Воздушные каналы, сообщенные с остальной полостью каждой рабочей лопатки, размещены между диском с рабочими лопатками и покрывным диском и снабжены ребрами. Покрывной диск в осевом направлении относительно диска с рабочими лопатками фиксируется с помощью баянетного соединения, а в радиальном направлении с помощью упора. Изобретение позволяет снизить массу деталей и металлоемкости конструкции, упростить технологию крепления и сборки узла турбины, а также повысить его ресурс и надежность. 1 ил.

Газогенератор газотурбинного двигателя // 2634981

Газогенератор газотурбинного двигателя включает в себя осевой компрессор, камеру сгорания, турбину высокого давления с охлаждаемыми рабочими и диском основным с выполненными на его фланце отверстиями и несущим на себе диск покрывной с образованием между ними кольцевой полости. Кольцевая полость сообщена на выходе с внутренними полостями охлаждаемых рабочих лопаток, а на входе через отверстия во фланце диска основного сообщена с подходящей по уровню давления проточной частью промежуточной ступени компрессора через внутреннюю полость вала, соединяющего роторы компрессора и турбины. Между диском покрывным и фланцем диска основного выполнен радиальный кольцевой зазор, в полости которого размещен аппарат спутной закрутки, сообщенный с зоной вторичного воздуха камеры сгорания на входе и полостью радиального кольцевого зазора на выходе, переходящей в междисковую кольцевую полость. Изобретение направлено на повышение напорности системы охлаждения рабочих лопаток турбины высокого давления при отборе от промежуточной ступени компрессора путем использования смеси воздуха, отбираемого от промежуточной ступени компрессора, с воздухом, отбираемым из зоны вторичного воздуха камеры сгорания, а также повышения ресурса диска покрывного с одновременным снижением его массы за счет исключения ребер. 2 ил.

Способ управления газотурбинным двигателем // 2647017

Изобретение относится к области авиационной техники, в частности к способам управления газотурбинным двигателем. В известном способе управления газотурбинным двигателем, включающим изменение расхода охлаждающего воздуха подаваемого на турбину в зависимости от режимов работы двигателя, воздух подают от источника питания в коллектор охлаждающего воздуха, сообщенный через воздухопровод с агрегатом управления и с охлаждаемым трактом турбины через дросселирующие сечения перекрывающих устройств, выполненных в виде равномерно расположенных по окружности двигателя двухпозиционных клапанов, регулирование подачи воздуха к клапанам от агрегата управления через командный коллектор для их открытия / закрытия, по предложению, клапаны разделяют, по меньшей мере, на две группы, каждая из которых соединена командным коллектором с агрегатом управления, при этом управление открытием / закрытием каждой из групп клапанов производят отдельно или совместно в зависимости от режимов работы двигателя. В качестве источника питания используют зону вторичного воздуха камеры сгорания или зону на выходе из теплообменника. Ожидаемый технический результат - снижение удельного расхода топлива двигателя за счет уменьшения расхода воздуха, поступающего в охлаждаемый тракт турбины на дроссельных режимах при сохранении требуемого температурного состояния элементов турбины. Таким образом, при условии соблюдения норм прочности, предложенное погрупповое отключение воздуха, идущего на охлаждение турбины, позволяет существенно повысить экономичность двигателя на наиболее длительных по времени эксплуатации режимах типового полетного цикла двигателя. 1 з.п. ф-лы, 3 ил.