Способ охлаждения двухконтурного турбореактивного двигателя

Авторы патента:

F02K3/115 - посредством косвенного теплообмена

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

Владельцы патента RU 2617026:

Письменный Владимир Леонидович (RU)

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.

Изобретение относится к авиадвигателестроению.

Основным трендом для дозвуковых ТРДД является повышение их экономичности (фиг. 1). Достигается это за счет увеличения степеней повышения давления и степеней двухконтурности ТРДД. Степени повышения давления в ТРДД практически достигли своих максимальных значений π_∑=50…60 (ограничены жаропрочностью лопаток компрессора ~1000 К). Степени двухконтурности ТРДД можно повысить двумя путями: а) увеличением диаметра вентилятора, б) уменьшением диаметра компрессора. Первый путь практически исчерпан (диаметры вентиляторов ТРДД достигли трех метров). Остается второй путь - уменьшение диаметра компрессора (внутреннего контура), но для этого необходимо повышать температуру газа перед турбиной.

Решить эту задачу только за счет жаропрочности материалов нельзя (жаропрочные стали работают эффективно до 1200…1300 К), а значит, необходимы эффективные системы охлаждения тех же лопаток.

Эффективность систем охлаждения во многом определяется температурой охлаждающего воздуха.

Известен способ понижения температуры охлаждающего воздуха, заключающийся в использовании теплообменника, установленного во втором контуре двухконтурного турбореактивного двигателя, имеющего степень двухконтурности менее единицы (Теория, расчет и проектирование авиационных двигателей и энергетических установок. Под ред. В.А. Сосунова, В.М. Чепкина. - М.: Изд-во МАИ, 2003. С. 656, рис. 22.1). Эффективность способа ограничена хладоресурсом воздуха, проходящего через второй контур, размерами теплообменника, эффективностью теплообменных процессов, происходящих в теплообменнике.

Задачей изобретения является устранение указанных недостатков.

Поставленная задача достигается тем, что во втором контуре ТРДД со степенью двухконтурности более десяти установлен циркуляционный теплообменник, в котором циркулирует воздух высокого давления. Часть этого воздуха используется для охлаждения двигателя. Изъятый из обращения воздух замещается воздухом, поступающим из компрессора двигателя. Циркуляция воздуха обеспечивается центробежным компрессором, замещение воздуха осуществляется в смесителе.

Сущность изобретения заключается в том, что за счет увеличения времени теплообмена (воздух несколько раз проходит через теплообменник), а также площади контактной поверхности теплообменника (размеры ТРДД при заявленных степенях двухконтурности позволяют сделать это) количество тепла q, которое отводится от воздуха, поступающего из компрессора, увеличивается, соответственно, температура воздуха, поступающего в систему охлаждения, уменьшается: Т_х^*=Т_к^*-q/c_p, где Т_к^* - температура воздуха за компрессором, с_р - теплоемкость воздуха при постоянном давлении.

На фиг. 1 показаны тягово-экономические показатели дозвуковых ТРДД;

на фиг. 2 изображен ТРДД с циркуляционным теплообменником во втором контуре;

на фиг. 3 изображен термодинамический цикл ТРДД в P-υ координатах;

на фиг. 4 показаны характеристики эффективности циркуляционного теплообменника;

на фиг. 5 показаны зависимости тяги двигателя R_o от температуры газа Т_г^* и степени двухконтурности m в условиях взлета;

на фиг. 6 показаны зависимости удельного расхода топлива от температуры газа Т_г^* и степени двухконтурности m в условиях взлета;

на фиг. 7 показаны зависимости тяги двигателя R_н от температуры газа Т_г^* и степени двухконтурности m в условиях крейсерского полета;

на фиг. 8 показаны зависимости удельного расхода топлива С_уд от температуры газа Т_г^* и степени двухконтурности m в условиях крейсерского полета.

Система охлаждения ТРДД (фиг. 2) включает: теплообменник 1, центробежный компрессор 2, камеру смешения 3, соединительные каналы.

Работа системы охлаждения осуществляется следующим образом. Горячий воздух отбирается за компрессором двигателя и подается в камеру смешения 3 и далее в теплообменник 1. Охлажденный в теплообменнике 1 воздух поступает в систему охлаждения двигателя и в центробежный компрессор 2, который нагнетает его в камеру смешения 3. В камере смешения охлажденный воздух перемешивается с горячим воздухом, поступающим из двигателя. В результате смешения температура горячего воздуха понижается. Образовавшаяся смесь поступает в теплообменник, и цикл повторяется. Снижение температуры воздуха будет продолжаться до тех пор, пока не будет достигнут тепловой баланс между теплом, поступающим в камеру смешения 3 от двигателя, и теплом, отводимым через теплообменник 1 во второй контур.

На фиг. 3 изображен цикл ТРДД с циркуляционным теплообменником во втором контуре. Цикл состоит из основного и вспомогательного циклов. Основной цикл - цикл Брайтона. Вспомогательный цикл - цикл 1-2-3, работа которого тратится на проталкивание воздуха через каналы теплообменника 1 (фиг. 1). Рабочим телом вспомогательного цикла является воздух, циркулирующий внутри теплообменника 1. Воздух (процесс 1-2) расширяется и охлаждается в теплообменнике (отводится теплота q₂). Охлажденный воздух сжимается до исходного давления (процесс 2-3). При постоянном давлении к воздуху подводится теплота q₁ (процесс 3-1 - осуществляется в смесителе). Цикл повторяется. Количество подведенной и отведенной в цикле теплоты равны (q₁=q₂), так как вся работа расширения (процесс 1-2) преобразуется в теплоту.

Количество отведенной (подведенной) теплоты в цикле 1-2-3 зависит от интенсивности теплообменных процессов и массы рабочего тела цикла.

Интенсивность теплообменных процессов характеризуется коэффициентом интенсивности охлаждения воздуха в теплообменнике

где и - температуры воздуха в точках 1 и 2 цикла (фиг. 3),

- температура воздуха на входе в компрессор (за вентилятором).

Масса рабочего тела, участвующего в теплообмене, характеризуется коэффициентом циркуляции воздуха в теплообменнике, который определяется как

где G_в - расход воздуха, поступающего из теплообменника в смеситель,

G_вт - расход воздуха, циркулирующего в теплообменнике.

Температуры воздуха в цикле 1-2-3 определяются как

где - степень повышения давления в центробежном компрессоре;

η_с - к.п.д. в процессе сжатия.

На фиг. 4 показано изменение температуры Т₂^* на выходе из теплообменника 1 (фиг. 1) в зависимости от коэффициента интенсивности охлаждения воздуха и коэффициента циркуляции δ_ц при температурах воздуха: на входе в компрессор Т_вк^*=300 К, на выходе из компрессора Т_к^*=900 К (π_цк=1,05). Видно, что при коэффициентах циркуляции δ_ц>0,8 интенсивность охлаждения воздуха (снижение Т₂^*) существенно возрастает, а при коэффициентах циркуляции δ_ц>0,95 степень понижения температуры воздуха в теплообменнике стремится (независимо от коэффициента интенсивности охлаждения ) к теоретическому максимуму - степени повышения температуры воздуха в компрессоре.

Таким образом, циркуляционный теплообменник обладает замечательным свойством - позволяет охлаждать воздух, отбираемый от компрессора, практически до температуры, при которой этот воздух поступает в компрессор.

На фиг. 5…8 показаны характеристики ТРДД с циркуляционным теплообменником во втором контуре. При определении характеристик заданы параметры: степень повышения давления в компрессоре в условиях взлета π_ко=60; диаметр вентилятора d_в=3,5 м; к.п.д. в процессе сжатия η_с=0,84; к.п.д. в процессе расширения η_р=0,94; механический к.п.д. η_m=0,99; лопатки - монокристаллические с пленочным охлаждением. Крейсерский режим полета: Н=11 км; М=0,8. Параметры эффективности теплообменника: коэффициент интенсивности охлаждения воздуха , коэффициент циркуляции δ_ц=0,95.

Использование циркуляционного теплообменника в ТРДД, как показывают исследования, позволит:

при прочих равных условиях повысить экономичность двигателя на 5…10% в зависимости от условий полета;

достичь в условиях крейсерского полета (Н=11 км, М=0,8) общего к.п.д. 40…42% (С_уд=0,48…0,43 кг/кгс⋅ч);

повысить тягу двигателя в условиях взлета до 50 тс и более.

Если оценивать в целом, то использование циркуляционного теплообменника в ТРДД является весьма эффективным и, по-видимому, обязательным.

1. Способ охлаждения двухконтурного турбореактивного двигателя, заключающийся в сжатии воздуха, используемого при охлаждении, в компрессоре с последующим его охлаждением в теплообменнике, установленном во втором контуре двигателя, отличающийся тем, что воздух в теплообменник поступает из смесителя, в котором воздух, поступающий из компрессора, смешивается с воздухом, поступающим из теплообменника.

2. Способ охлаждения двухконтурного турбореактивного двигателя по п. 1, отличающийся тем, что коэффициент циркуляции воздуха в теплообменнике (отношение расхода воздуха, поступающего из теплообменника в смеситель, к расходу воздуха, циркулирующему в теплообменнике) более 0,9.

3. Способ охлаждения двухконтурного турбореактивного двигателя по п. 1, отличающийся тем, что степень двухконтурности двигателя более десяти.

4. Способ охлаждения двухконтурного турбореактивного двигателя по п. 1, отличающийся тем, что воздух из теплообменника подается в смеситель центробежным компрессором.

Теплообменный модуль системы кондиционирования воздуха самолета содержит воздухо-воздушный теплообменник, соединенный трубопроводами на входе с запорно-регулирующим устройством и с одной из ступеней компрессора высокого давления в двигателе, а на выходе соединенный трубопроводом с системой кондиционирования воздуха.

Авиационный двигатель, снабженный средством теплового обмена // 2458241

Способ охлаждения турбины // 2423617

Изобретение относится к авиадвигателестроению. .

Газотурбинный двигатель // 2236609

Двухконтурный турбореактивный двигатель с теплообменником // 2094640

Система охлаждения двух турбин высокого давления турбореактивного двухконтурного двигателя самолета // 2605143

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.

Газогенератор газотурбинного двигателя // 2602029

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.

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.