Перепускной канал газотурбинного двигателя, содержащий решетку рпк с различными углами установки

Внутренний корпус (2) промежуточного корпуса (1) двухконтурного газотурбинного двигателя. Перепускные лопатки (20) закреплены в канале (18) перепускного прохода на уровне выходного отверстия (6) наружной обечайки (5). При этом указанные перепускные лопатки (20) включают в себя от входа к выходу в направлении прохождения потока воздуха в пространстве (14) потока второго контура верхнюю по потоку лопатку (22), которая расположена рядом с верхней по потоку стенкой (18а) канала (18) перепускного прохода и которая содержит переднюю кромку (ВА), расположенную встречно потоку (F18) воздуха в канале (18) перепускного прохода, и среднюю линию (С) и нижнюю по потоку лопатку (24), которая расположена рядом с нижней по потоку стенкой (18b) канала (18) перепускного прохода и которая содержит переднюю кромку (ВА) и среднюю линию (С). При этом внутренний корпус (2) промежуточного корпуса отличается тем, что верхний по потоку острый угол () между плоскостью (Р) перепуска и касательной (Т) к средней линии (С) на уровне передней кромки (ВА) верхней по потоку лопатки (22) меньше нижнего по потоку острого угла () между плоскостью (Р) перепуска и касательной (Т) к средней линии (С) на уровне передней кромки (ВА) нижней по потоку лопатки (24). Достигается улучшение пропускной способности перепускных задвижек двухконтурного газотурбинного двигателя и снижение рисков срыва или рециркуляции потока второго контура в проточном тракте второго контура газотурбинного двигателя. 2 н. и 8 з.п. ф-лы, 4 ил.

 

Область техники, к которой относится изобретение

Изобретение относится к общей области двухконтурных газотурбинных двигателей и, в частности, к перепускным задвижкам, обеспечивающим регулирование воздуха на выходе из компрессора такого газотурбинного двигателя, при этом указанные задвижки иногда обозначают английским сокращением VBV (от Variable Bleed Valves – регулируемый перепускной клапан (РПК)).

Уровень техники

Как правило, двухконтурный газотурбинный двигатель содержит от входа к выходу в направлении прохождения потока воздуха капотированный вентилятор, кольцевое пространство потока первого контура и кольцевое пространство потока второго контура. Таким образом, воздушная масса, всасываемая вентилятором, делится на поток первого контура, который проходит по кольцевому пространству потока первого контура, и на поток второго контура, который является концентричным с потоком первого контура и проходит в пространстве потока второго контура.

Пространство потока первого контура проходит через корпус первого контура, содержащий одну или несколько ступеней компрессоров, например, компрессор низкого давления и компрессор высокого давления, камеру сгорания, одну или несколько ступеней турбин, например, турбину высокого давления и турбину низкого давления, и реактивное сопло.

Как известно, газотурбинный двигатель содержит также промежуточный корпус, внутренний корпус которого расположен между корпусом компрессора низкого давления и корпусом компрессора высокого давления. Промежуточный корпус содержит перепускные задвижки или РПК, ролью которых является регулирование расхода воздуха на входе в компрессор высокого давления, в частности, чтобы снизить риски помпажа компрессора высокого давления за счет удаления части воздуха из пространства потока первого контура.

Как показано на фиг. 1, где представлен частичный вид в осевом разрезе авиационного двухкаскадного и двухконтурного турбореактивного двигателя известного типа, внутренние корпуса 2 промежуточных корпусов обычно содержат две коаксиальные кольцевые обечайки, соответственно внутреннюю 3 и наружную 5, соединенные между собой верхним по потоку поперечным фланцем 7 и нижним по потоку поперечным фланцем 9.

Верхний по потоку фланец 7 расположен на выходе из компрессора низкого давления, тогда как нижний по потоку фланец 9 расположен на входе в компрессор высокого давления.

Внутренняя обечайка 3 ограничивает снаружи пространство 10 потока первого контура газотурбинного двигателя и содержит входные воздушные отверстия 4, распределенные в окружном направлении вокруг оси Х внутренней обечайки 3 (которая является коаксиальной с внутренним корпусом 2), которые перекрыты соответствующей перепускной задвижкой 12, предназначенной для регулирования расхода воздуха, поступающего в компрессор высокого давления.

Такая перепускная задвижка 12 может быть выполнена в виде створки, которая установлена с возможностью поворота на внутренней обечайке 3 между закрытым положением, в котором створка 12 закрывает соответствующее входное отверстие 4 и расположена на одном уровне с внутренней обечайкой 3 промежуточного корпуса 1, образуя по существу сплошную поверхность, чтобы максимально снизить риски аэродинамических возмущений потока первого контура, и открытым положением (см. фиг. 1), в котором створка 12 выступает радиально внутрь относительно внутренней обечайки 3 и обеспечивает, таким образом, отбор части потока первого контура из пространства 10 потока первого контура.

Что касается наружной обечайки 5, то она ограничивает изнутри пространство 14 потока второго контура газотурбинного двигателя и содержит выходные воздушные отверстия 6, расположенные на выходе нижнего по потоку поперечного фланца 9 и распределенные в окружном направлении вокруг оси Х наружной обечайки 5 (которая является коаксиальной с внутренним корпусом 2).

Когда расход воздуха, входящего в компрессор высокого давления, уменьшается, излишек воздуха в пространстве 14 потока второго контура может быть удален через эти выходные отверстия 6, что позволяет избегать явлений помпажа, которые могут привести к повреждению и даже к полному разрушению компрессора низкого давления.

Кроме того, газотурбинный двигатель содержит перепускные проходы, образованные между входными отверстиями 4 и выходными отверстиями 6. Каждый перепускной проход ограничен от входа к выходу между соответствующими входным отверстием 4 и выходным отверстием 6 промежуточным кольцевым пространством 16, ограниченным обечайками 3, 5 и поперечными фланцами 7, 9, затем каналом 18 перепускного прохода (известным также под английским названием kit engine), выполненным с возможностью направлять поток воздуха в пространство 14 потока второго контура. Так, канал 18 перепускного прохода содержит промежуточное отверстие 19, которое открыто в промежуточное пространство 16 на уровне входной поверхности нижнего по потоку поперечного фланца 9.

Створки 12, промежуточные пространства 16 и соответствующие каналы 18 перепускного прохода образуют вместе систему удаления воздуха в пространство 14 потока второго контура газотурбинного двигателя.

Внутренний корпус 2 промежуточного корпуса 1 содержит множество таких систем, распределенных вокруг ее оси Х.

Кроме того, когда створка 12 перепускного прохода находится в открытом положении, захватываемый ею поток воздуха проходит через промежуточное пространство 16, соответствующий канал 18 перепускного прохода, затем достигает пространства 14 потока первого контура через решетку удаления, содержащую лопатки 20, или решетку РПК. Перепускные проходы и лопатки 20 решеток РПК имеют наклон относительно направления прохождения потока второго контура, чтобы перенаправлять поток F18 воздуха, поступающий из пространства потока первого контура, и совмещать его направление, насколько это возможно, с направлением потока второго контура.

Однако заявитель заметил, что прохождение потока F18 воздуха из пространства 10 потока первого контура в пространство 14 потока второго контура создает проблемы срыва и рециркуляции потока, что характеризуется тенденцией к уменьшению расхода удаляемого воздуха.

Раскрытие сущности изобретения

Задачей изобретения является улучшение пропускной способности перепускных задвижек двухконтурного газотурбинного двигателя и снижение рисков срыва или рециркуляции потока второго контура в проточном тракте второго контура газотурбинного двигателя.

В связи с этим изобретением предложен внутренний корпус промежуточного корпуса для двухконтурного газотурбинного двигателя, при этом указанный внутренний корпус содержит:

- внутреннюю обечайку, выполненную с возможностью ограничивать пространство прохождения потока воздуха первого контура газотурбинного двигателя,

- наружную обечайку, выполненную с возможностью ограничивать пространство прохождения потока воздуха второго контура указанного газотурбинного двигателя,

- канал перепускного прохода, проходящий между внутренней обечайкой и наружной обечайкой, при этом канал перепускного прохода выходит в пространство потока второго контура через выходное отверстие, выполненное в наружной обечайке, и

- перепускные лопатки, закрепленные в канале перепускного прохода на уровне выходного отверстия наружной обечайки.

Кроме того, перепускные лопатки включают в себя от входа к выходу в направлении прохождения потока воздуха в пространстве потока второго контура:

- верхнюю по потоку лопатку, которая расположена рядом с верхней по потоку стенкой канала перепускного прохода и которая содержит переднюю кромку, расположенную встречно потоку воздуха в канале перепускного прохода, и стенку спинки, и

- нижнюю по потоку лопатку, которая расположена рядом с нижней по потоку стенкой канала перепускного прохода и которая содержит переднюю кромку и стенку спинки.

Кроме того, верхний по потоку острый угол между плоскостью перепуска и касательной к средней линии на уровне передней кромки верхней по потоку лопатки отличается и предпочтительно является меньшим нижнего по потоку острого угла между плоскостью перепуска и касательной к средней линии на уровне передней кромки нижней по потоку лопатки.

Вышеупомянутый внутренний корпус имеет некоторые следующие предпочтительные отличительные, но не ограничивающие признаки, рассматриваемые индивидуально или в комбинации:

- верхний по потоку острый угол меньше, чем нижний по потоку острый угол,

- верхний по потоку острый угол по существу равен острому углу между верхней по потоку стенкой канала перепускного прохода и плоскостью перепуска,

- верхний по потоку острый угол составляет от 30° до 44°, предпочтительно от 33° до 35°, например, равен 34°,

- нижний по потоку острый угол по существу равен острому углу, образованному между нижней по потоку стенкой канала перепускного прохода и плоскостью перепуска,

- нижний по потоку острый угол составляет от 40° до 50°, предпочтительно от 43° до 45°, например, равен 44°,

- перепускные лопатки включают в себя также дополнительную лопатку, содержащую переднюю кромку и заднюю кромку, при этом указанная дополнительная лопатка расположена между верхней по потоку лопаткой и нижней по потоку лопаткой, при этом острый угол между плоскостью перепуска и касательной к средней линии на уровне передней кромки дополнительной лопатки имеет величину между нижним по потоку острым углом и верхним по потоку острым углом, и/или

- перепускные лопатки включают в себя n дополнительных лопаток, каждая из которых содержит переднюю кромку и среднюю линию и которые распределены через равномерные промежутки между верхней по потоку лопаткой и нижней по потоку лопаткой, при этом нижний по потоку острый угол между плоскостью перепуска и касательной к средней линии на уровне передней кромки i-й дополнительной лопатки равен:

где:

является минимальным острым углом i-й дополнительной лопатки,

является верхним по потоку острым углом,

является нижним по потоку острым углом,

- кроме того, перепускные лопатки имеют заднюю кромку, противоположную передней кромке, при этом угол между касательной к средней линии на уровне задней кромки лопаток и плоскостью перепуска равен средней величине между средним острым углом потока воздуха в канале перепускного прохода относительно плоскости перепуска и углом между направлением потока второго контура на уровне выходного отверстия относительно плоскости перепуска:

где:

является углом на уровне задней кромки,

δ - средний угол потока в канале перепускного прохода относительно плоскости перепуска,

γ - угол потока второго контура относительно плоскости перепуска.

Вторым объектом изобретения является промежуточный корпус для двухконтурного газотурбинного двигателя, содержащий описанный выше внутренний корпус промежуточного корпуса.

Краткое описание чертежей

Другие отличительные признаки, задачи и преимущества настоящего изобретения будут более очевидны из нижеследующего подробного описания со ссылками на прилагаемые чертежи, представленные в качестве неограничивающих примеров.

На фиг. 1 (уже описана) показан внутренний корпус известного промежуточного корпуса, вид в осевом разрезе;

на фиг. 2а показан пример выполнения канала перепускного прохода внутреннего корпуса промежуточного корпуса в соответствии с изобретением;

на фиг. 2b схематично показан пример выполнения канала перепускного прохода внутреннего корпуса промежуточного корпуса в соответствии с изобретением;

на фиг. 3 схематично показан пример выполнения перепускной лопатки, которую можно использовать в рамках изобретения, вид в разрезе.

Осуществление изобретения

Далее со ссылками на прилагаемые фигуры следует описание внутреннего корпуса 2 промежуточного корпуса для двухконтурного газотурбинного двигателя и соответствующего промежуточного корпуса.

Детали внутреннего корпуса 2 для промежуточного корпуса из известного решения уже были описаны и присутствуют также в описанных ниже вариантах осуществления.

В частности, внутренний корпус 2 промежуточного корпуса в соответствии с изобретением содержит:

- внутреннюю обечайку 3, выполненную с возможностью ограничивать пространство 10 потока первого контура газотурбинного двигателя,

- наружную обечайку 5, выполненную с возможностью ограничивать пространство 14 потока второго контура указанного газотурбинного двигателя, и

- по меньшей мере один канал 18 перепускного прохода, проходящий между внутренней обечайкой 3 и наружной обечайкой 5.

Внутренняя обечайка 3 и наружная обечайка 5 являются коаксиальными с осью Х внутреннего корпуса 2.

Канал 18 перепускного прохода сообщается с пространством 10 потока первого контура через входное отверстие 4, выполненное во внутренней обечайке 3, и выходит в пространство 14 второго контура через выходное отверстие 6, выполненное в наружной обечайке 5. Предпочтительно внутренний корпус 2 промежуточного корпуса содержит множество каналов 18 перепускного прохода, равномерно распределенных между внутренней обечайкой 3 и наружной обечайкой 5.

Входное отверстие 4, выполненное во внутренней обечайке 3 внутреннего корпуса 2, может быть по выбору открыто или закрыто створкой 12 в зависимости от режимов работы газотурбинного двигателя в полете. Предпочтительно створка 12 является подвижной между закрытым положением, в котором створка 12 закрывает входное отверстие 4, и открытым положением, в котором створка 12 освобождает входное отверстие 4. Например, створка 12 может быть шарнирно установлена на внутренней обечайке 3 или может представлять собой задвижной затвор.

Кроме того, канал 18 перепускного прохода содержит верхнюю по потоку стенку 18а и нижнюю по потоку стенку 18b, которые проходят между промежуточным пространством 16 и выходным отверстием 6. Радиально наружный конец верхней по потоку стенки 18а доходит до наружной обечайки 5 на входе выходного отверстия 6, тогда как радиально наружный конец нижней по потоку стенки 18b доходит до наружной обечайки 5 на выходе указанного отверстия 6. Кроме того, верхняя по потоку стенка 18а канала 18 перепускного прохода ограничивает радиально наружную часть канала 18, а нижняя по потоку стенка 18b ограничивает его радиально внутреннюю часть.

Внутренний корпус 2 дополнительно содержит решетку РПК, содержащую набор перепускных лопаток 20, закрепленных в канале 18 перепускного прохода на уровне выходного отверстия 6 и выполненных с возможностью ориентировать перепускной поток F18 воздуха, поступающий из пространства 10 потока первого контура, и направлять его в пространство 14 потока второго контура в направлении, по существу параллельном направлению потока F14 второго контура, чтобы уменьшать потери напора в пространстве 14 потока второго контура.

Перепускные лопатки 20 включают в себя от входа к выходу по направлению прохождения потока воздуха в пространстве 14 потока второго контура верхнюю по потоку лопатку 22 и нижнюю по потоку лопатку 24.

Верхняя по потоку лопатка 22 и нижняя по потоку лопатка 24 содержат, каждая, переднюю кромку ВА и заднюю кромку BF, противоположную передней кромке ВА. Передняя кромка ВА лопатки 22, 24 соответствует передней части ее аэродинамического профиля. Она обращена к потоку F18 воздуха и делит воздушный поток на воздушный поток корытца и воздушный поток спинки. Задняя кромка BF соответствует задней части аэродинамического профиля, где сходятся потоки корытца и спинки.

Кроме того, верхняя по потоку лопатка 22 и нижняя по потоку лопатка 24 имеют, каждая, стенку I корытца и стенку Е спинки, которые соединяют переднюю кромку ВА и заднюю кромку BF и через которые проходит соответственно воздушный поток корытца и спинки.

Верхняя по потоку лопатка 22 и нижняя по потоку лопатка 24 являются смежными с верхней по потоку стенкой 18а и с нижней по потоку стенкой 18b соответственно. Верхняя по потоку стенка 18а и нижняя по потоку стенка 18b, как правило, не расположены параллельно в зоне, смежной с наружной обечайкой, как схематично показано на фиг. 2b. Кроме того, наклон верхней по потоку лопатки 22 в канале перепускного прохода отличается от наклона нижней по потоку лопатки 24, что позволяет снизить риски срыва или рециркуляции потока F14 второго контура в проточном тракте второго контура.

В частности, верхняя по потоку лопатка 22 и нижняя по потоку лопатка 24 ориентированы в канале 18 перепускного прохода таким образом, что угол , называемый верхним по потоку углом, между плоскостью Р перепуска и касательной Т к средней линии С на уровне передней кромки ВА верхней по потоку лопатки 22 отличается от угла , называемого нижним по потоку углом, между плоскостью Р перепуска и касательной Т к средней линии С на уровне передней кромки ВА нижней по потоку лопатки 24.

Под средней линией С в данном случае следует понимать воображаемую линию, которая содержит совокупность точек, равноудаленных от стенки Е спинки и от стенки I корытца данной лопатки.

Под плоскостью Р перепуска в данном случае следует понимать воображаемую плоскость, касательную к наружной обечайке 5 на уровне выходного отверстия 6. Таким образом, плоскость Р перепуска пересекает верхнюю по потоку стенку 18а и нижнюю по потоку стенку 18b и содержит выходное сечение перепускного прохода.

Верхний по потоку и нижний по потоку углы показаны на фиг. 2b в качестве примера. Эти углы являются острыми, чтобы ориентировать поток F18, поступающий из канала 18 перепускного прохода, и совместить его направление с направлением потока F14 второго контура.

Следует отметить, что верхний по потоку и нижний по потоку углы соответствуют углу атаки текучей среды, то есть углу, под которым поток F18 воздуха в канале 18 перепускного прохода встречает соответствующую лопатку 22, 24. Однако направление потока F18 воздуха в канале 18 не является постоянным между верхней по потоку стенкой 18а и нижней по потоку стенкой 18b, в частности, по причине наклона канала 18 перепускного прохода относительно направления потока первого контура и относительного наклона верхней по потоку 18а и нижней по потоку 18b стенок: поэтому адаптация угла атаки лопаток 22, 24 в зависимости от их положения в канале 18 перепускного прохода позволяет снизить риски срыва за счет локального изменения угла потока F18 в зоне лопаток 22, 24, чтобы он был как можно более близким к углу потока F14, что позволяет ограничить аэродинамические потери.

Заявители заметили, в частности, что локальная ориентация потока F18 воздуха на уровне выходного отверстия 6 характеризуется более значительным наклоном на уровне нижней по потоку стенки 18b, чем на уровне верхней по потоку стенки 18а. Верхний по потоку острый угол предпочтительно меньше нижнего по потоку острого угла .

Такая ориентация верхней по потоку лопатки 22 и нижней по потоку лопатки 24 позволяет улучшить циркуляцию потока F18 воздуха на уровне решетки РПК и, в частности, на уровне верхней по потоку лопатки 22, а также наилучшим образом отклонять поток F18 воздуха до его прохождения в пространство 14 потока второго контура, чтобы ограничить аэродинамические потери.

В варианте осуществления верхний по потоку угол и нижний по потоку угол выбирают близкими к углам наклона верхней по потоку стенки 18а и нижней по потоку стенки 18b соответственно относительно плоскости перепуска Р.

Верхний по потоку острый угол может, например, составлять от 30° до 44°, предпочтительно от 33° до 35°, например, равен 35°.

Нижний по потоку острый угол может составлять от 40° до 50°, предпочтительно от 43° до 45°, например, равен 44°.

Кроме того, перепускные лопатки 20 могут включать в себя дополнительные лопатки 26, расположенные между верхней по потоку лопаткой 22 и нижней по потоку лопаткой 24. Например, на прилагаемых фиг. 2а и 2b показана решетка РПК, содержащая три перепускные лопатки 22, 24, 26.

Эти дополнительные лопатки 26 тоже содержат переднюю кромку ВА, заднюю кромку BF, и стенки корытца I и спинки Е.

Для каждой из дополнительных лопаток 26 угол αi между плоскостью Р перепуска и касательной Т к средней линии С на уровне передней кромки ВА дополнительной лопатки 26 предпочтительно имеет величину между верхним по потоку углом и нижним по потоку углом .

Согласно первому варианту осуществления, угол αi может быть по существу равен нижнему по потоку углу . Действительно, заявитель заметил, что уменьшение верхнего по потоку угла по отношению к нижнему по потоку углу позволило значительно уменьшить срывы потока F18 во время его поступления в поток 14.

Согласно второму варианту осуществления, угол αi может иметь величину между верхним по потоку углом и нижним по потоку углом . Например, угол αi лопаток может постепенно меняться между нижним по потоку углом и верхним по потоку углом в зависимости от положения каждой дополнительной лопатки 26 между нижней по потоку стенкой 18b и верхней по потоку стенкой 18а, что позволяет учитывать постепенный наклон потока F18 воздуха в канале перепускного прохода между нижней по потоку стенкой 18b и верхней по потоку стенкой 18а.

В примере осуществления, представленном на фиг. 2а и 2b, канал 18 содержит три перепускные лопатки 20: верхнюю по потоку лопатку 22, нижнюю по потоку лопатку 24 и дополнительную лопатку 26, находящуюся на половине расстояния между верхней по потоку лопаткой 22 и нижней по потоку лопаткой 24. При этом угол αi предпочтительно имеет величину между нижним по потоку углом и верхним по потоку углом . Например, при нижнем по потоку угле в 44° и верхнем по потоку угле в 34° угол αi может, например, составлять от 34° до 44° и, как правило, равен 41°.

В целом для канала 18, содержащего n дополнительных лопаток 26 и, следовательно, n+2 перепускных лопаток, угол αi i-й дополнительной лопатки 26 (нумерация дополнительных лопаток 26 принята от входа к выходу в направлении прохождения воздуха в пространстве потока второго контура, и i составляет от 1 до n) может иметь величину между нижним по потоку углом и минимальным углом , при которой:

где:

является минимальным острым углом i-й дополнительной лопатки 26,

является верхним по потоку острым углом,

является нижним по потоку острым углом.

Таким образом, для канала 18, содержащего четыре перепускные лопатки 20 с верхним по потоку углом 20°, нижним по потоку углом 50°, получают угол α1min в 30° для 1-й дополнительной лопатки 26 и угол α2min в 40° для 2-й дополнительной лопатки 26.

Такая ориентация позволяет индивидуально ориентировать каждую дополнительную лопатку 26 в зависимости от локального угла набегания потока F18 воздуха в канале 18 перепускного прохода.

Перепускные лопатки 20 могут быть прямыми, то есть могут иметь по существу плоские и параллельные стенку корытца I и стенку спинки Е.

В варианте перепускные лопатки 20 могут иметь изогнутую среднюю линию С, чтобы улучшить отклонение потока F18 воздуха, поступающего из пространства потока первого контура, и совместить его направление с потоком F14 второго контура.

Например, для данной лопатки 22, 24, 26 решетки РПК угол между касательной Т к средней линии С на уровне задней кромки BF лопатки 22, 24, 26 и плоскостью Р перепуска может быть равен среднему значению локального угла δi прохождения (на уровне рассматриваемой лопатки) потока F18 воздуха в канале 18 перепускного прохода относительно плоскости Р перепуска и угла γ между направлением потока второго контура и плоскостью Р перепуска на уровне выходного отверстия 6.

Таким образом, угол данной лопатки 20 можно определить следующим образом:

При этом для каждой лопатки 22, 24, 26 получают специфическую изогнутую среднюю линию С.

В альтернативном варианте перепускные лопатки 20 данной решетки РПК могут быть идентичными, чтобы упростить, в частности, изготовление внутреннего корпуса 2 и снизить производственные расходы. Для этого, для любой лопатки 22, 24, 26 решетки РПК определяют средний угол δ, соответствующий среднему значению локальных углов потока F18 воздуха в канале 18 перепускного прохода, после чего этот угол используют для определения угла βBF для всех лопаток 20:

Следует отметить, что средний угол δ, локальный угол δi и угол γ направления потока 14 второго контура являются острыми углами.

Например, средний угол δ можно определять, вычисляя среднее значение локальных углов δi. Разумеется, понятно, что измерение углов δi производят, только когда перепускной проход находится под нагрузкой, то есть когда газотурбинный двигатель работает на неустановившемся режиме (в основном при взлете или при посадке) и створка 12 находится в открытом положении, чтобы отбирать часть газа из пространства 10 потока первого контура. Однако, когда перепускной проход задействован, поток F18 воздуха в канале 18 перепускного прохода является по существу постоянным и воспроизводимым: следовательно, определение локальных углов δi является воспроизводимым измерением, с точностью до 2°.

При первом приближении средний угол δ можно аппроксимировать по среднему значению локальных углов на уровне верхней по потоку лопатки 22 и нижней по потоку лопатки 24.

В частности, можно оттолкнуться от аэродинамического профиля типа NACA (английское сокращение от National Advisory Committee for Aeronautics - Национальный консультативный совет по аэронавтике), чтобы определить размеры перепускных лопаток в зависимости от их угла βBFi или βBF, например, профиль типа NACA54115.

1. Внутренний корпус (2) промежуточного корпуса (1) двухконтурного газотурбинного двигателя, содержащий:

- внутреннюю обечайку (3), выполненную с возможностью ограничивать снаружи пространство (10) прохождения потока воздуха первого контура газотурбинного двигателя,

- наружную обечайку (5), выполненную с возможностью ограничивать изнутри пространство (14) прохождения потока (F14) воздуха второго контура указанного газотурбинного двигателя,

- по меньшей мере один канал (18) перепускного прохода, проходящий между внутренней обечайкой (3) и наружной обечайкой (5), при этом канал (18) перепускного прохода выходит в пространство (14) потока второго контура через выходное отверстие (6), образованное в наружной обечайке (5), и

- перепускные лопатки (20), закрепленные в канале (18) перепускного прохода на уровне выходного отверстия (6) наружной обечайки (5),

при этом указанные перепускные лопатки (20) включают в себя от входа к выходу в направлении прохождения потока воздуха в пространстве (14) потока второго контура верхнюю по потоку лопатку (22), которая расположена рядом с верхней по потоку стенкой (18а) канала (18) перепускного прохода и которая содержит переднюю кромку (ВА), расположенную встречно потоку (F18) воздуха в канале (18) перепускного прохода, и среднюю линию (С) и нижнюю по потоку лопатку (24), которая расположена рядом с нижней по потоку стенкой (18b) канала (18) перепускного прохода и которая содержит переднюю кромку (ВА) и среднюю линию (С),

при этом внутренний корпус (2) промежуточного корпуса отличается тем, что верхний по потоку острый угол () между плоскостью (Р) перепуска и касательной (Т) к средней линии (С) на уровне передней кромки (ВА) верхней по потоку лопатки (22) меньше нижнего по потоку острого угла () между плоскостью (Р) перепуска и касательной (Т) к средней линии (С) на уровне передней кромки (ВА) нижней по потоку лопатки (24).

2. Внутренний корпус (2) по п. 1, в котором верхний по потоку острый угол () по существу равен острому углу между верхней по потоку стенкой (18а) канала (18) перепускного прохода и плоскостью (Р) перепуска.

3. Внутренний корпус (2) по п. 2, в котором верхний по потоку острый угол () составляет от 30 до 44°, предпочтительно от 33 до 35°, например равен 34°.

4. Внутренний корпус (2) по одному из пп. 1-3, в котором нижний по потоку острый угол () по существу равен острому углу, образованному между нижней по потоку стенкой (18b) канала (18) перепускного прохода и плоскостью (Р) перепуска.

5. Внутренний корпус (2) по п. 4, в котором нижний по потоку острый угол () составляет от 40 до 50°, предпочтительно от 43 до 45°, например равен 44°.

6. Внутренний корпус (2) по одному из пп. 1-5, в котором перепускные лопатки включают в себя также дополнительную лопатку (26), содержащую переднюю кромку (ВА) и заднюю кромку (BF), при этом указанная дополнительная лопатка (26) расположена между верхней по потоку лопаткой (22) и нижней по потоку лопаткой (24), при этом острый угол между плоскостью (Р) перепуска и касательной (Т) к средней линии (С) на уровне передней кромки (ВА) дополнительной лопатки (26) имеет величину между нижним по потоку острым углом () и верхним по потоку острым углом ().

7. Внутренний корпус (2) по одному из пп. 1-5, в котором перепускные лопатки включают в себя n дополнительных лопаток (26), каждая из которых содержит переднюю кромку (ВА) и среднюю линию (С) и которые распределены через равномерные промежутки между верхней по потоку лопаткой (22) и нижней по потоку лопаткой (24), при этом нижний по потоку острый угол (αi) между плоскостью (Р) перепуска и касательной (Т) к средней линии (С) на уровне передней кромки (ВА) i-й дополнительной лопатки (26) равен

где

является минимальным острым углом i-й дополнительной лопатки (26),

является верхним по потоку острым углом,

является нижним по потоку острым углом.

8. Внутренний корпус (2) по одному из пп. 1-7, в котором перепускные лопатки (20) имеют изогнутую среднюю линию (С).

9. Внутренний корпус (2) по п. 8, в котором перепускные лопатки (20) имеют также заднюю кромку (BF), противоположную передней кромке (ВА), при этом угол (βBF) между касательной (Т) к средней линии (С) на уровне задней кромки (BF) лопаток (20) и плоскостью (Р) перепуска равен средней величине между средним острым углом (δ) потока воздуха в канале (18) перепускного прохода относительно плоскости (Р) перепуска и углом (γ) между направлением прохождения потока (F14) второго контура на уровне выходного отверстия (6) относительно плоскости (Р) перепуска

где

является углом на уровне задней кромки,

δ - средний угол потока в канале перепускного прохода относительно плоскости (Р) перепуска и

γ - угол потока второго контура относительно плоскости (Р) перепуска.

10. Промежуточный корпус (1) двухконтурного газотурбинного двигателя, содержащий внутренний корпус (2) промежуточного корпуса (1) по одному из пп. 1-9.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к энергетическому машиностроению и может быть использовано в осевых турбокомпрессорах для газотурбинных двигателей и установок. Изобретение позволяет повысить эффективность работы турбокомпрессора на долевых режимах при гарантированном обеспечении оптимальной величины запаса гидродинамической устойчивости путем оптимизации угла атаки потока воздуха на входе рабочего колеса.

Изобретение относится к устройствам и системам защиты промышленного турбокомпрессора от помпажа. Устройство, в котором датчик тока соединен с сетью, а его первый выход соединен с турбокомпрессором, а второй выход соединен с входом блока анализа тока, содержащим источник напряжения, аналогово-цифровой преобразователь, блок цифровой обработки сигнала, цифро-аналоговый преобразователь.

Изобретение может быть использовано в двигателях внутреннего сгорания с турбонагнетателями, имеющими компрессоры. Способ работы двигателя заключается в работе с обеспечением базовой линии (202) помпажа компрессора и линии (204) мягкого помпажа компрессора.

Изобретение может быть использовано в двигателях внутреннего сгорания с турбонагнетателями, имеющими компрессоры. Способ работы двигателя заключается в работе с обеспечением базовой линии (202) помпажа компрессора и линии (204) мягкого помпажа компрессора.

Изобретение относится к компрессоростроению, в частности к осевым, диагональным и осецентробежным компрессорам газотурбинных установок. Турбокомпрессор содержит корпус с размещенными в нем рабочими и направляющими лопатками, в котором над торцами рабочих лопаток выполнено надроторное устройство, состоящее из корпуса и кольцевой решетки, образованной ребрами и щелевыми каналами между ними.

Изобретение относится к области защиты газотурбинного двигателя от помпажа и может быть использовано в системах защиты и управления стационарных газотурбинных установок, газоперекачивающих агрегатов.

Изобретение относится к области двигателестроения и может быть использовано в системах защиты и управления стационарных газотурбинных установок, газоперекачивающих агрегатов для защиты газотурбинного двигателя от помпажа.

Изобретение может быть использовано в двигателях внутреннего сгорания с наддувом. Способ работы двигателя заключается в регулировке положения клапана, расположенного внутри канала рециркуляции компрессора двигателя, на основе рециркуляционного расхода через указанный клапан.

Изобретение относится к области авиационного двигателестроения и может быть использовано в осевых компрессорах. Предлагаемое изобретение от известных отличается тем, что в корпусе втулки на М-й ступени, где M<N, N - количество ступеней осевого компрессора, выполнена кольцевая полость и каналы отвода рабочего тела из нее к спинкам лопаток, а внутри каждой лопатки выполнен канал подвода рабочего тела в кольцевую полость, соединенный с проточной частью последней ступени.

Изобретение относится к переработке углеводородных газов. Сжатый парообразный выходящий поток подвергают уменьшению перегрева в системе пароохладителя.

Изобретение относится к области турбореактивных двигателей для самолетов, а именно к внутреннему корпусу промежуточного корпуса для турбореактивного двигателя, промежуточному корпусу для турбореактивного двигателя и турбореактивному двигателю.

Объектом изобретения является структура силовой установки многомоторного вертолета, содержащей газотурбинные двигатели (5, 6), отличающаяся тем, что включает в себя: по меньшей мере один гибридный газотурбинный двигатель (5), выполненный с возможностью работать по меньшей мере в одном дежурном режиме во время устоявшегося полета вертолета, при этом другие газотурбинные двигатели (6) работают самостоятельно во время этого устоявшегося полета; воздушную турбину (30), механически связанную с газогенератором (17) гибридного газотурбинного двигателя (5) и выполненную с возможностью приведения в действие этого газогенератора (17); средства отбора воздуха под давлением из газогенератора (27) маршевого газотурбинного двигателя (6) и трубопровод (31) доставки этого отбираемого воздуха в упомянутую воздушную турбину (30).

Система (1) питания воздухом под давлением, установленная в авиационном газотурбинном двигателе, выполненная с возможностью питания воздухом наддува части использования сжатого воздуха летательного аппарата при помощи воздуха наддува, отбираемого из части (12) отбора сжатого воздуха, отличающаяся тем, что содержит устье (30) отбора, выполненное на картере (12с) части (12) отбора сжатого воздуха, орган (32) отбора, соединенный с устьем (30) отбора, проходное устье (38) для прохождения органа (32) отбора, выполненное на картере (39) отсека (ZC) газотурбинного двигателя, при этом упомянутый картер (39) может незначительно перемещаться относительно картера (12с) части (12) отбора сжатого воздуха, при этом орган (32) отбора проходит через проходное устье (38) со свободой движения относительно последнего во время упомянутых незначительных перемещений, области (33) высокого давления, через которую проходит орган (32) отбора, которая находится между картером (12с) части (12) отбора сжатого воздуха и картером (39) отсека (ZC) и которая содержит воздух под давлением, превышающим давление отбираемого воздуха наддува, при этом система (1) питания воздухом под давлением дополнительно содержит средства (2) герметизации, находящиеся по существу между картером (12с) части (12) отбора сжатого воздуха и картером (39) отсека (ZC), образуя по существу герметичную перегородку между областью (33) высокого давления и свободным пространством (40), сообщающимся с отсеком (ZC) и оставленным вокруг органа (32) отбора, чтобы предотвращать попадание воздуха под давлением из области (33) высокого давления внутрь органа (32) отбора в случае его разрыва.

Изобретение относится к авиации. Газотурбинный двигатель в сборе содержит вентиляторное отделение, компрессорное отделение, камеру сгорания, пилон.

Изобретение относится к системам управления расходом воздуха, охлаждающего турбину преимущественно двухконтурного турбореактивного двигателя с воздухо-воздушным теплообменником в наружном контуре, и может быть успешно использовано в турбоэнергомашиностроении в газотурбинных приводах газоперекачивающих агрегатов компрессорных станций и магистральных газопроводов.

Узел турбомашины содержит компрессор низкого давления, компрессор высокого давления, промежуточный корпус, размещенный между ними, клапан перепуска воздуха и приводной силовой гидроцилиндр клапана перепуска воздуха.

Изобретение относится к газотурбинным двигателям, в частности к клапанным устройствам для газотурбинных двигателей, и может найти применение в авиадвигателестроении.

Изобретение относится к энергетике. Способ управления работой камеры сгорания газотурбинного двигателя, содержащего компрессор, две горелки, камеру сгорания, расположенную ниже по потоку за указанными горелками, турбину, два температурных датчика ниже по потоку за указанной камерой сгорания.

Изобретение касается газовой турбины, а также способа ее эксплуатации. Газовая турбина имеет компрессор для подготовки воздуха, камеру сгорания с горелкой и турбину для сброса давления.

Исполнительное устройство содержит: неподвижную часть, образующую корпус, содержащий вход для прохождения текучей среды, главный выход и второй выход отбора и возвратные средства, действующие механическим усилием на подвижную часть; подвижную часть, содержащую затвор, содержащий шток, перемещающийся между положением открывания и положением закрывания; термостатическое устройство, содержащее переворотный конусный диск, при этом переворот диска при значении сверх известной критической температуры приводит к перемещению затвора в его положение закрывания; устройство управления, обеспечивающее создание силы удержания затвора, при этом устройством управления управляют таким образом, чтобы при значении ниже критической температуры открывание или закрывание затвора происходило в результате равновесия сил между удерживающей силой и механическим усилием.

Внутренний корпус промежуточного корпуса двухконтурного газотурбинного двигателя. Перепускные лопатки закреплены в канале перепускного прохода на уровне выходного отверстия наружной обечайки. При этом указанные перепускные лопатки включают в себя от входа к выходу в направлении прохождения потока воздуха в пространстве потока второго контура верхнюю по потоку лопатку, которая расположена рядом с верхней по потоку стенкой канала перепускного прохода и которая содержит переднюю кромку, расположенную встречно потоку воздуха в канале перепускного прохода, и среднюю линию и нижнюю по потоку лопатку, которая расположена рядом с нижней по потоку стенкой канала перепускного прохода и которая содержит переднюю кромку и среднюю линию. При этом внутренний корпус промежуточного корпуса отличается тем, что верхний по потоку острый угол между плоскостью перепуска и касательной к средней линии на уровне передней кромки верхней по потоку лопатки меньше нижнего по потоку острого угла между плоскостью перепуска и касательной к средней линии на уровне передней кромки нижней по потоку лопатки. Достигается улучшение пропускной способности перепускных задвижек двухконтурного газотурбинного двигателя и снижение рисков срыва или рециркуляции потока второго контура в проточном тракте второго контура газотурбинного двигателя. 2 н. и 8 з.п. ф-лы, 4 ил.

Наверх